Рис.2 Полётная область.

Рис.3 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (a) и поляры (б):
1)δ_з = 0°;    2)δ_з = 10°;    3)δ_з = 20°;    4)δ_з = 38°  -  для чисел М<0,4.

Рис.4 Влияние числа М на зависимость Cу = f(α).

Рис.5 Поляры при полете с большими числами Маха, 1 — поляра режимов горизонтального полета.

Рис.6 Зависимость максимального аэродинамического качества Кmax от числа М полета и зависимости аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы для крейсерских чисел М полета:
1) G = 40 тс, Н = 10000м;   2) G = 45 тс, Н = 10000м.

Рис.7 Зависимость тяги двигателя Р от частоты вращения ротора n для Н_MСА = 0;
1 — закрытие заслонки перепуска воздуха компрессора - изменение установочного угла поворотных лопаток с 10° до 0°.

Рис.8 Зависимость тяги P и удельного расхода Cp топлива от частоты вращения ротора n для Н = 10км.

Рис.9 Зависимость тяги двух двигателей от числа М полета на высотах Н = 0..11км.

Рис.10 Зависимость удельного расхода топлива от скорости полета на разных высотах.

Рис.11 Зависимость номинальной тяги двигателя P от высоты H и температуры наружного воздуха для скорости полета 75 м/с (270 км/ч):
1) t = -15°С;  2) t = 0°C ;  3) t = +15°С;   4) t = +30°C.

Рис.12 Зависимость удельного расхода топлива Cp на номинальном режиме от высоты полета H.