Эти отличия и особенности эксплуатации двигателя РД36-41 потребовали коренных изменений почти всех узлов его предшественника ВД-19.
Компрессор претерпел наибольшие изменения. Традиционная первая сверхзвуковая ступень уступила место трансзвуковой с окружной скоростью 337 м/с.
Была введена глубокая механизация компрессора. К применявшемуся ранее только одному поворотному входному направляющему аппарату (ВНА) добавились два блока поворотных направляющих аппаратов (НА); передний блок, включающий НА со второй по пятую ступень, и задний блок - с седьмой по десятую. Это позволило получить достаточные запасы газодинамической устойчивости без перепуска воздуха из компрессора и повысило его экономичность.
Цилиндрическая наружная форма компрессора позволила ограничить количество ступеней одиннадцатью. Традиционная форма проточной части с уменьшающимся наружным диаметром в сторону выхода из компрессора привела бы к увеличению числа ступеней.
Камера сгорания подверглась непринципиальным изменениям.
В турбине была существенно изменена система воздушного охлаждения. Впервые выполнено охлаждение практически всех ее основных элементов, кроме пера рабочей лопатки второй ступени. Это было вызвано значительным увеличением температуры газа в цикле до 1330- 1340К. Для рабочих лопаток применен новый материал ЖС6-К, а для дисков сплав ЭИ- 698ВД. Из-за высокой температуры воздуха на выходе из компрессора возникали дополнительные трудности при его использовании в качестве охладителя. Воздух имел пониженный хладоресурс, и, следовательно, приходилось увеличивать его расход. За этим следовало некоторое снижение экономичности турбины и усложнение конструкции.
Форсажная камера двигателя имела широкий диапазон степени форсирования: от αΣ = 1,23 до αΣ = 3.4, вместо 1,1-2,2 у двигателя ВД-19. Гидравлические потери, по сравнению с ВД-19, были снижены в полтора раза: δфк = 6% вместо 9,5.
Камеру розжига заменило простое факельное воспламенение топлива в форсажной камере от так называемой "огневой дорожки".
Всережимное сверхзвуковое сопло имело площадки критического и выходного сечений, регулируемые с помощью трех рядов управляемых створок. Сопло с такой механизацией обеспечивало высокое значение коэффициента тяги на всех основных режимах.
Сверхвысокие скорости длительного полета заставили решать вопросы защиты всех агрегатов от высокой температуры окружающего воздуха (300-330°С), в то время как агрегаты могли надежно работать до 250°С.
Для защиты от перегрева все двигательные приводные агрегаты размещались на одной коробке приводов, крепившейся в нижней части входного устройства двигателя. Специальный защитный контейнер из титанового листа с теплоизоляцией из базальтового волокна охватывал коробку и установленные на ней приводные и неприводные агрегаты.
Такая защита от внешнего воздействия плюс снятие тепла внутри контейнера циркулирующим топливом обеспечивали требуемый температурный режим.
Применяемые в то время топливо и масло не могли быть использованы. Их предельно допустимые температуры оказывались существенно ниже указанных в ТЗ. В связи с этим нефтехимической промышленности была поручена разработка нового синтетического масла, надежно работающего в маслосистеме двигателя при разогреве от 20°С до 350°С. Такое масло, с индексом ВТ-301, было создано.
В качестве топлива были приняты: ракетное горючее РГ-1, допускавшее нагрев до максимальной температуры 124°С и Т-6, с максимально допустимой температурой эксплуатации 180°С.
В связи с температурными ограничениями по маслу и топливу, выход за пределы которых чреват аварийными ситуациями, в систему управления в регулирования двигателя был включен агрегат перепуска топлива - АПТ-17, который:
- обеспечивал перепуск топлива из топливомасляного радиатора ФК на вход в топливный фильтр двигателя, исключая застой и перегрев топлива. После включения ФК, перепуск прекращался;
- при предельной температуре топлива на входе в двигатель увеличивалась его прокачка в самолетной топливной системе перепуском из первой ступени двигательного подкачивающего насоса (ДЦН-66А);
- при предельной температуре масла на выходе из двигателя включался перепуск топлива из форсажной секции топливомасляного радиатора в самолетный бак.