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衡发动机的反扭矩，而可以使得飞机机身实现方向性控制，同时尾桨的桨叶角值可
以从正到零甚至到负值。在正常飞行中尾桨桨叶角值一般为正，进入自转飞行后，
桨叶角应减小到零左右以使尾桨不产生力偶保持飞机的直线飞行，如果要想实现右
转，则需将尾桨桨叶角值变为负值，产生反向的力偶。
驱动尾桨的功率来自于发动机的总输出功率，总功率一部分用于驱动主桨，另
一部分用于驱动尾桨。当尾桨距增大时，尾桨消耗的功率增加，使用于主桨的功率
减少，主桨产生的升力减小，飞行员必须提总距杆进行补偿否则直升机将下降高度
（有的直升机装有自动补偿系统）。
当尾桨距减小时，尾桨消耗的功率减少，则用于主桨的功率增加，主桨产生的
升力增大，直升机将上升高度，同样需要飞行员再进行相应的补偿操纵。
1.10.2 直升机侧移
直升机侧移发生在装有尾桨的直升机上，由于尾桨产生的侧推力是一个力偶，
用于平衡发动机的反扭矩，但如图1-40 所示，此时机身的一侧有两个力的作用而另
一侧只有一个力的作用。
在悬停时这样会引起直升机向一侧的移动，如果主桨的转动方向是俯视逆时针
方向，侧移方向向右，这与尾桨装在尾梁的哪一侧无关。
在悬停中这种侧移是不允许出现的，因此必须有第四个力与尾桨的侧推力相反
以防止侧移的发生。这个力可通过在设计直升机时将主桨轴倾斜，倾斜方向与尾桨
产生的侧推力方向相反，如上面例子所述，主桨轴应向左倾斜，即将周期变距杆左
移。图1-41 显示了周期变距杆左移后直升机悬停时的力的分布。
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图1-40 直升机侧移力的产生
现代直升机的操纵系统在设计时充分考虑到了侧移的补偿问题，当总距杆逐渐
提起时，主桨旋转平面将逐渐向左倾斜，总距杆越往上提，输出功率越大，反扭矩
越大，尾桨的侧推力也越大，随着总距杆的不断上提尾桨力不断增大，主桨的侧倾
产生的力也越大，因此在不同的总距杆位置，驾驶员基本不需要操纵周期变距杆来
平衡，周期变距杆的位置仍然保持相对中立。
但主桨的侧倾会带来一个新的问题，那就是主桨的侧倾产生的平衡力和尾桨的
侧推力将形成一个新的力偶，如果尾桨侧推力的作用平面低于主桨旋转平面，这个
力偶将使得机身也倾斜，如图1-45。这将引起直升机在着陆时左主机轮总是先着地。
为克服这种现象，许多直升机在设计时将尾桨安装在尾梁的最高处尾斜梁上，
使尾桨的侧推力尽可能地与主桨在同一个平面上，避免在悬停时机身出现滚转力矩。
图1-41 周期变距杆左移后直升机悬停时力的分布
1.10.3 离心偏转力矩
离心偏转力矩（C·T·M）是指在离心力的作用下翼型总是具有减小桨距的趋势。
当尾桨叶转动时离心力的作用方向始终是从尾桨毂中心向外，如果桨叶有一定
的桨叶角，尾桨叶翼型的弦线肯定不与转动轴相重合，见图1-42（a）。这表明桨叶
质量的一部分处在转动轴的一侧，另一部分桨叶质量处在转动轴的另一侧，假设两
发动机
反扭矩
发动机
反扭矩
主桨侧倾力
尾桨推力
主桨侧倾力
尾桨推力
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部分尾桨叶质量的重心分别为点A 和B，则桨叶的离心力将分别作用在点A 和B 上。
这两个离心力可以分别分解为两个分力，一个分力作用在转动平面内，且与尾
桨叶的中心线平行，另一个分力与其垂直。第一个分力对桨叶产生离心载荷，另一
个分力因为作用在点A 和B 上，且与转动有一个距离X，将产生一个力矩使得尾桨
叶的两部分质量移动直到点A 和B 能与转动轴重叠，这个力矩就是偏转力矩，它使
得尾桨叶始终具有减小桨距的趋势。图1-49（b）显示了离心力的两个分力；图1-49
（c）显示了水平分力通过点A 和B 怎样产生的力矩。
（a） （b） （c）
图1-42 离心力与离心偏转力矩
克服这个问题的办法是驾驶员必须蹬左脚蹬来抵消离心偏转力矩（C·T·M），
防止尾桨叶减小桨距。但这样会给驾驶员带来疲劳反应，尤其是操纵大型直升机。
大多数直升机因此在尾桨操纵回路上装有尾伺服（尾助力器）帮助驾驶员的操纵。
同时，尾桨叶也可安装一平衡配重块，配重块安装在尾桨叶的变距机构上，与转动
轴也有一定距离，也会产生离心偏转力矩，但与尾桨叶的离心偏转力矩方向相反。
当尾桨叶改变桨叶角时，由于配重块与尾桨叶有机械连接，它也会相应改变与转动
轴的位置，这样保证了配重块产生的离心偏转力矩始终与尾桨叶产生的离心偏转力
矩大小相等方向相反，因此两个离心偏转力矩可以相互抵消。
1.10.4 尾桨升力的不对称
前面提到直升机在飞行中主桨前进桨叶和后退桨叶产生的升力不一样而引起主
桨升力的不对称。对于尾桨来说，虽然其旋转平面是垂直的而不象主桨是在水平平
面，但同样也会出现升力的不对称现象，这种现象对尾桨只在前飞和后退飞行时才
出现。
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为克服此现象，尾桨也安装了挥舞关节。如果尾桨只有两片桨叶，挥舞关节对
角线穿过尾桨毂，这样能保证当升力不对称桨叶挥舞时，尾桨叶将同时改变桨叶角，
使得前进桨叶的桨叶角减小而后退桨叶的桨叶角增大，总的结果是两片桨叶的挥舞
能够平衡升力的不对称，这种对角线挥舞关节也叫△3（DELTA3）关节，如图1-43。
图1-43 △3 尾桨挥舞关节
对于多桨叶的尾桨系统，△3 关节则不起作用。克服这种现象必须将尾桨变距
机构安装在挥舞关节的外侧，这样桨叶挥舞同样可以引起桨叶角的变化来平衡前进
桨叶和后退桨叶的升力的不对称。
因此，尾桨在设计安装时，从后向前观察，尾桨在前飞时本身并不完全是垂直，
而是略微向外侧偏的，如图1-44 所示。
图1-44 尾桨的安装位置示意图
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第2 章直升机飞行操纵系统
第2.1 节主旋翼操纵
2.1.1 简介
在上一章我们学习了直升机飞行和操纵原理，在本章我们要讲述直升机操纵系
统如何将飞行员的操纵传递到主旋翼的。
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