+ _ относительная простота конструкции
- _ относительно большие габариты из за расположения РВ
   _ Уязвимость РВ
   _ Возможность попадания под РВ ( Для повышения безопасности существуют конструкции типа фенестрон и NoTAR)
   _ Потеря мощности на привод РВ ( около 10% - обычный, 14% - фенестрон на висении, 18% - notar )
   _ Чувствительность к боковому ветру

Кроме того существуют варианты с поворотным рулевым винтом.
Экспериментальный вертолет S-61F был использован также для испытаний поворотного хвостового винта, который предлагалось установить на усовершенствованном боевом винтокрыле S-66, разрабатываемом фирмой "Сикорский" по программе AAFSS (Advanced Aerial Fire Support System) для армии США. Поворотный рулевой винт, установленный на конце хвостовой балки, должен был использоваться как рулевой винт при взлете и посадке и при малых скоростях полета. Затем он должен поворачиваться на 90° и использоваться как толкающий воздушный винт, обеспечивая крейсерскую скорость 370 км/ч и максимальную до 460 км/ч.

+_Большой объем фюзеляжа
  _Малочувсительная к положению центра тяжести ( у других схем пределы центровок в районе 20см)
- _ Фюзеляж постоянно нагружен от разнонаправленных реактивных моментов от НВ.
   _ Громоздкая трансмиссия и система управления.
   _ Высокий уровень вибраций
   _ Опасность воздушного резонанса
   _ Большие индуктивные потери НВ
   _ Сложная посадка на авторотации.

+_ Аэродинамическая симметрия
  _ Минимальные индуктивные потери на горизонтальном полете.
  _ Вместительный фюзеляж.
- _ Сложность трансмиссии и системы управления
  _ Высокий уровень вибраций
  _ Опасность воздушного резонанса

+_ Самая большая весовая отдача ( >50%)
  _ Высокие динамические и статические потолки
  _ Малые габариты (По сути диаметр НВ)
-_Сложность трансмиссии
_Плохая путевая устойчивость на авторотации.

+_Малые габариты
  _Хорошая устойчивость на малых скоростях
-_Cложность трансмиссии и системы управления, необходимость синхронизации НВ.

+_Большой диапазон центровок.
  _Возможность использовать узлы и агрегаты других вертолетов.
-_ Сложность системы управления
_ Громоздкость
_ Большой коэффициент сопротивления.

+_ Практически полное отсутствие трансмиссии
-_ Сложность втулки, лопастей, двигателей работающих в поле центробежных сил
_ Большой расход топлива.
_Шум от ПРД, ПВРД. (не у всех стояли двигатели на концах лопастей, всего существует 3 типа привода: 1- холодный цикл (отбор воздуха от компрессора двигателя и последующий его выдув через концы лопастей), 2- горячий цикл (конструктивно повторяя (1), но дополнительно на концы лопасти подается горючее и сжигается в горелке на конце лопасти), 3- Вместо щелевых сопел и газовых горелок реактивный двигатель на законцовках.)

Можно еще добавить сюда геликоптеры конструкции Изакко, поскольку идея таже, но в то время про ПВРД еще не слышали.
В 1932 г. он начал работать по особому договору в Советском Союзе, где в Научно-испытательном институте гражданского воздушного флота было создано специальное конструкторское бюро, работавшее под его руководством. Построенный В. Изакко геликожир (так называл он свой аппарат) имел четырехлопастный несущий винт диаметром 24,4 м. На всех лопастях было расположено по двигателю «Джипси III»
мощностью 120 л. с. В носовой части фюзеляжа был установлен двигатель Райт J-6 мощностью 300 л. с. с тянущим винтом. Геликожир проектировался в качестве шестиместного (летчик и пять пассажиров) летательного аппарата с полной полетной массой 3500 кг. В 1935 г. аппарат был построен и начались его испытания под руководством В. Изакко. При первых же запусках двигателей были обнаружены недопустимая деформация деталей крепления двигателей и сильная вибрация лопастей. Дальнейшие испытания в связи с опасностью, которую они представляли, были прекращены. На этом закончились работы В. Изакко в Советском Союзе. Они не оставили сколько-нибудь значительного следа в истории отечественного вертолетостроения.

+_Большой фюзеляж
  _Самолетные ЛТХ в горизонтальном полете
- _ Сложность трансмиссии и конструкции крыла
  _ Высокие вибрации и шум
  _ Неустойчивость на некоторых режимах
  _ Затруднительное управление по рысканью от возмущающих моментов самолетных винтов
  _ Недостаточная эффективность управления общим шагом

+_Большая дальность и скорость полета
-_ Низкий КПД винтов из за необходимости совмещение в них самолетных и вертолетных режимов
_ Сложная посадка на авторотации.

Многовинтовой конвертоплан.

В 1982 году вертолеты S-67, S-69 были разработаны по новой конфигурации ХН-59В с усовершенствованными винтами, новой силовой установкой и туннельным толкающим воздушным винтом на хвостовом оперении. По контракту с НАСА и Армией США компания Сикорского построила два вертолета S-72 Ротор Системз Рисеч Эйркрафт (Rotor Systems Research Aircraft - RSRA) для исследования разнообразных винтов и роторных систем. Конструкция включала крыло размахом 13,74 м, хвостовое оперение с обычными рулевыми поверхностями, два турбовальных двигателя Дженерал Электрик T58-GE-5 мощностью 1044 кВт (1400 л.с.) для вращения винтов и дополнительную силовую установку из двух турбовентиляторных двигателей Дженерал Электрик TF34-GE-400A тягой 4207 кг.Затем было испытано Х-образное "крыло" вместо несущего винта. Используя систему сжатого воздуха, эта аэродинамическая поверхность могла обдуваться для создания циклического и общего шага винта. "Крыло" могло быть остановлено в полете, и, конструкторы компании верили, что проект имеет будущее как высокоскоростной конвертоплан. Первый полет состоялся 2 декабря 1987 года, но после трех следующих полетов финансирование было прекращено.

В 1960 году, одна из древнейших вертолетостроительных компаний США - Piasecki Aircraft, - в инициативном порядке начинает программу Pathfinder. С самого начала прототип 16H-1 был создан по одновинтовой схеме, с рулевым винтом. 1-й полет состоялся 21 февраля 1961 года. Менее чем через год на 16Н-1, как и задумывалось, установили крыло и заменили РВ на трехлопастный капотированный толкающий винт с управляемыми поверхностями на выходе. Последнее обеспечивало путевое управление и парирование крутящего момента.
В середине 90-х годов военные заинтересовались применением наработок Piasecki для улучшения характеристик AH-64 Apache и AH-1W SuperCobra, итогом стал X-49A Speedhawk. Принципиальным отличием от 16Н-1 была иная конструкция для отклонения воздушного потока толкающего винта - применили более эффективную, составную полусферу, которая разворачивается на 90гр на малых скоростях и висении, а на больших скоростях горизонтального полета вписывается в контур кожуха, тем самым не испытывая нагрузок и удаляя источник вибраций хвостовой балки. Х-49А совершил 1-й полет 29 июня 2007 года.

Реактивный крутящий момент от несущего винта уравновешивался тягой двух рулевых винтов изменяемого шага, расположенных с боков фюзеляжа на концах небольших крыльев.
Обороты несущего и рулевых винтов, связанные единой системой трансмиссии, всегда оставались синхронными. В то же время ввиду изменения их общего шага доля потребляемой ими мощности менялась в широких пределах. Все три операции, связанные с переходом от парящего полета к режиму горизонтальных скоростей (уменьшение шага несущего винта, увеличение шага рулевых винтов и уменьшение дифференциального различия в шагах рулевых винтов), производились с помощью одного органа — штурвала, расположенного в кабине летчика. Последняя из этих операций — уменьшение дифференции общего шага рулевых винтов — могла производиться при помощи специального механизма, независимо от управления изменением шага рулевых винтов, осуществляемого педалями. Постепенное изменение шага несущего и рулевых винтов могло производиться в пределах, обеспечивающих переход несущего винта на режим авторотирующего полета. В этом случае вся мощность двигателя потреблялась бы рулевыми винтами.
Таким образом, рулевые винты превратились бы в тянущие винты,а вертолет превратился бы в автожир.

Вертикальный взлет-посадка с помощью соосных винтов с дальнейшим переходом в горизонтальный полет и обратно.

Одновинтовая схема с 1 РВ и 1 толкающим винтом.

Двухвинтовая поперечная с 2 тянущими винтами.

Соосная схема с толкающим винтом