Двигатель РД36-51 поставили на самолет, получивший индекс Ту-144Д («дальний»), и получили хорошие результаты — дальность увеличилась на 2200 км. Пресловутое ДФТ оказалось ненужным. Контрольный полет самолетов на дальность в России осуществляется, как правило, по маршруту Москва — Хабаровск. 22 февраля 1977 г. такой полет самолета Ту-144Д состоялся. Время в пути составило 3 часа 23 минуты (!), правда, без коммерческой нагрузки. Просматривалась перспектива создания на базе Ту-144Д 150-местного самолета с дальностью свыше 8000 км. Для этого нужен был двигатель со взлетной тягой 23–24 тонны. Создание такого двигателя было вполне реальным делом на базе того же РД36-51, и в 1972 г. в ОКБ-36 приступили к работе.
Но… время ушло, и амбициозный проекте 1980 г. закрыли совсем, а затраты списали. Легко распоряжались народными деньгами в пользу корпоративных интересов. Куда смотрел ЦК КПСС, непонятно. Туполевское ОКБ в это время уже вовсю занималось проектом новых бомбардировщиков. Вначале выдвинув проект якобы модификации Ту-22 (Ту-22М) для защиты своего серийного завода в Казани от П.О. Сухого с его проектом Т-4, а затем и противовеса объявленного в США к этому времени нового поколения бомбардировщиков. А уникальный двигатель РД36-51 для Ту-144Д закрыл собой эпоху одноконтурных двигателей в советской авиации, также как и его близкий аналог GE4 в американской. РД36-51 был все тем же развитием газотурбинных двигателей серии ВД-7 с увеличенным более чем в полтора (!) раза расходом воздуха и в два раза тягой (до возможных 24 тонн в модификации РД36-51 А), а также увеличенной степенью сжатия в компрессоре (с 9 до 15 при развитии компрессора от 9 до 14 ступеней). Температура газа перед турбиной была уже на уровне 1200–1250 °C. Интересно сравнить эти два двигателя — последних представителей одновальных турбореактивных двигателей.
Ниже в таблице представлены параметры двигателей для СПС (сверхзвуковых пассажирских самолетов), проекты которых опередили свое время.
| Параметр | РД36-51 | GE4 | «Олимп» | НК-144 |
| Тяга, кг | 21 000 | 23 360 | 14 000 | 13 000 |
| Без форсажа С форсажем | — | 31 100 | 17 400 | 17 500 |
| Расход воздуха, кг/с | 282 | 287 | 188 | 250 |
| Температура газа перед турбиной, °С | 1170 | 1204 | 1180 | 1000 |
| Степень сжатия | 15 | 12,5 | 14 | 15 |
| Степень двухконтурности | 0 | 0 | 0 | 1.0 |
| Схема (количество ступеней компрессора и турбины) | 14+3 | 9+2 | 7+7–1+3 | 2+3+6–1+2 |
Кстати, одним из факторов, ограничивающих повышение экономичности одноконтурных турбореактивных двигателей, была трудность получения в компрессоре этой схемы двигателя больших (20–40) степеней сжатия из-за узкого диапазона устойчивой работы компрессора по режимам. В случае двухконтурной схемы двигателя компрессор, часть которого работает на оба контура, получает свойство адаптивности благодаря возможности свободного перераспределения воздуха между контурами. Но для того чтобы двухконтурные двигатели вытеснили обычные турбореактивные двигатели из боевой авиации, нужен был дальнейший шаг вперед по повышению температуры газа перед турбиной, т. е. были нужны новые материалы и новые конструкции охлаждаемых лопаток турбин. И такой шаг в авиационных технологиях в начале 1970-х гг. был сделан.