Если вертолет вводится в разворот энергично с большим креном, то сначала, по мере увеличения угловых скоростей его вращения, кабрирующий и кренящий моменты от гироскопических сил возрастают, достигают максимальных значений, а затем, к завершению крена, уменьшаются до нуля. Одновременно с увеличением крена растут реактивные моменты от НВ и РВ, а также тяга РВ. В конце ввода в разворот вертолет стремится войти в пикирование и выйти из крена.
В левый разворот вертолет входит «охотнее», так как момент от тяги РВ совпадает с кренящим гироскопическим моментом влево. Пикирующий момент от действия гироскопических сил складывается с пикирующим моментом, возникающим из-за увеличения реактивного момента РВ. В конце ввода в левый разворот, когда угловое вращение вертолета прекращается, остается только пикирующий момент от действия реактивного момента РВ. Но он меньше по величине, чем на правом развороте.
Различное поведение вертолета при выполнении правых и левых разворотов, а также пространственных маневров с их использованием обусловлено наличием НВ и РВ — источников асимметрии одновинтового вертолета. Чем энергичнее маневрирование, тем существеннее разница в поведении аппарата.
Словом, при выполнении энергичного маневрирования, чаще всего в боевой обстановке, пилот вертолета Ми-24 или Ми-28 должен осуществлять упреждающие действия по отклонению рычагов управления. К сожалению, эти действия многовариантны и заранее не известны. Если их выбор неадекватен или они применены несвоевременно, вертолет будет вращаться относительно некоторой мгновенной оси, которая не совпадает со связанными осями X, Y, Z. При недостаточных навыках летчика или в стрессовой ситуации восстановить необходимое пространственное положение одновинтового вертолета весьма сложно.
«Ахиллесовой пятой» вертолетов одновинтовой схемы при выполнении маневров на скоростях более 100 км/ч является рулевой винт. В соответствии с требованиями обеспечения его прочности в этих условиях скольжение вертолета существенно ограничивается или вообще не допускается. Быстрое и на большую величину отклонение педалей путевого управления в процессе выполнения пространственных маневров может привести к возникновению запредельных маховых колебаний лопастей рулевого винта и его чрезмерному нагружению (практика летной эксплуатации зафиксировала ряд случаев столкновения лопастей винта с хвостовой и концевой балками). Вследствие отсутствия рулевого винта вертолет соосной схемы свободен от ограничений и опасностей, присущих одновинтовым винтокрылым аппаратам.
Только вертолеты соосной схемы способны выполнять плоский (педальный) разворот практически во всем диапазоне скоростей полета. Такой маневр позволяет боевой винтокрылой машине за кратчайшее время занять выгодную для атаки позицию или уйти в укрытие. Кроме того, вертолет соосной схемы имеет в 1,5–2 раза меньше моменты инерции по отношению к вертикальной и поперечной осям планера. Поэтому он значительно превосходит одновинтовые машины с рулевым винтом по быстроте разворотов в пространстве относительно указанных осей, что подтверждено в процессе испытаний винтокрылого штурмовика Ка-50.
На верхнем и нижнем винтах соосного вертолета все аэродинамические и динамические процессы практически аналогичны процессам на НВ одновинтового вертолета. Однако из-за того, что винты находятся на одной оси и вращаются в противоположных направлениях, все процессы на них относительно друг друга протекают в противофазе. Боковые аэродинамические силы верхнего и нижнего винтов на любых эволюциях винтокрылого аппарата взаимно уравновешены. Суммарный гироскопический момент соосного винта при выполнении маневрирования равен нулю. Реактивные моменты от верхнего и нижнего винтов уравновешиваются автоматически в главном редукторе на всех режимах полета независимо от режима работы двигателей и на фюзеляж не передаются.