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不对称越严重，驾驶员必须进一步前移周期操纵杆来克服这种现象（前面已讨论过），
一旦周期操纵杆向前移动量达到了其限动位置而没有完全克服失速现象时，飞行速
度将无法继续增大，因为旋转平面将开始向后倾斜。
如果为了克服后退桨叶叶根处的失速而增大旋翼转速，将引起另一种现象，即
前进桨叶的激波。这是因为前进桨叶叶尖处的转动速度加上飞行速度有可能进入音
速范围，叶尖将产生激波，从而引起前进桨叶升力的减小和严重的直升机振动。
图1-26 桨叶失速区域示意图
飞行方向
气流
高叶尖速度
低叶尖速度
失速
压缩激波区
转动速度*长度
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第1.7 节涡环效应和自转
1.7.1 涡环效应
这种现象会在直升机垂直下降且下降率较大时发生，是一种危险的现象。正常
飞行时气流是从上至下通过主桨，而在自转时则是从下向上通过主桨。
这种现象发生后向下的气流将由于下降率较大而存在一个向上流动的趋势，这
将引起如图1-27 所示的气流回流（涡环）的状态，涡环效应将造成气流分离、振动
和升力的减小。
图1-27 涡环效应
克服涡环效应的方法有两个，如果直升机高度足够，驾驶员可以放低总距杆进
入自转飞行状态，这样可以使所有的气流都变成从下向上流动，只要飞机脱离了涡
流效应，再将飞机恢复到正常飞行状态，然后再以较小的下降率下降。另一种方法
是驾驶员前推周期变距杆使飞机进入直接飞行状态，一旦脱离了涡环效应，再提总
距杆减小下降率。
1.7.2 自转
1 自转
如果在飞行中发动机失效（功率完全失去），只要外界条件允许，直升机可以在
选定的场地或区域进行安全降落，且不产生硬着陆，这种飞行方式叫自转。
在发动机失效的初始瞬间，驾驶员必须立即将总距杆放到最低桨距位置，否则
的话主桨转速将迅速减小引起桨叶锥体角迅速增大，桨叶快速向上挥舞。这是因为
功率失去后无法克服桨叶的型阻，大桨叶角会使阻力较大，旋翼转速会迅速下降，
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随着旋翼转速的迅速减小，离心力将无法再保持住理想的锥体角，锥体角将迅速增
大，造成桨叶根部应力迅速增大引起桨叶大梁弯曲甚至完全折断。
在完全放低总距杆的同时，驾驶员还必须松开脚蹬使尾桨距减小，且操纵周期
变距杆保持约60 节的前飞速度。完成上述动作后，直升机将进入下降飞行通道且保
持一定的前飞速度。
图1-28 中显示在正常飞行时气流是向下进入主桨的，而在自转时，尽管主桨仍
然基本保持与正常飞行时一样的前倾角度，但气流流动方向变成了从下向上。
（a）正常飞行（b）自转
图1-28 正常飞行和自转时气流的方向
当气流方向改变后，主桨上的空气动力完全改变，这个改变可以保证主桨仍然
能自由转动且提供足够的升力和推力以满足安全着陆的要求。
为理解空气动力是如何改变的，必须先考虑桨叶的攻角，因为攻角决定了升力
和推力的大小和变化。
桨叶的攻角由以下因素决定：直升机的下降率；直升机的飞行速度；桨叶的转
速；桨叶的桨叶角（安装角）
其中的两个因素是常数，下降率取决于总距杆的位置，飞行速度取决于周期变
距杆的位置，所有这些因素如图1-29 用矢量“下降诱导气流”来表示。“下降诱导
气流”沿桨叶展向变化，从叶根至叶尖逐渐增大。由于桨叶设计制造时是扭转下洗
的，桨叶的桨叶角从叶根至叶尖逐渐减小。
为了分析问题方便，以西科斯基的桨叶为例，桨叶的下洗扭转角通常是7º，当
总距杆在完全放低位时，桨叶叶根处的桨叶角是8º，叶尖处的桨叶角是1º，另外在
桨叶上选择一个点叫“理想点”，位于桨叶展向中间靠外侧一点，该点的桨叶角是
4º，我们把这点叫作“理想点”是因为在这点升力/阻力比值最小。
按图1-29（a）分析在叶根处的受力情况。
首先必须确定自转时的相对气流的大小和方向，相对气流是“下降诱导气流”
（沿桨叶翼展方向不变）和“转动诱导气流”的矢量和，其中“转动诱导气流”值
较小，是因为在叶根处桨叶的转动速度较小。自转相对气流与弦线的夹角是自转攻
角，在叶根处攻角较大，此时应该产生较大的升力，然而由于叶根处转速较小，实
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际产生的升力并不是期望的那么大，而且实际产生的升力与相对气流垂直并且略向
前倾斜，如果这个向前倾斜的升力没有平衡力，将引起桨叶加速。实际上升力分量
受到桨叶型阻的制约，桨叶的型阻可引起桨叶的减速。而由于攻角较大，桨叶阻力
分量也将较大且方向与升力分量垂直。
为判断桨叶是加速还是减速，必须将升力分量和阻力进行矢量合成，合成后的
矢量方向略向后倾斜。
升力分量和阻力的合成矢量叫做自转力，如果这个力相对于垂直轴向后倾斜，
该力为负。将自转力分解为垂直和水平两个分力，其水平分力正好与桨叶转动方向
相反，使桨叶减速。而垂直分力与重力方向相反，对直升机起一定的支撑作用。
现在分析“理想点”，如图1-29（b）。与前面一样，先确定相对气流的大小和
方向。该处下降诱导气流不变，而转动诱导气流增大了，合成后的相对气流产生的
攻角与在叶根处相比较小，相对气流的攻角和较大的转动速度共同作用将产生比在
叶根处大得多的升力。
前面提到在“理想点”我们可以获得最佳的升力与阻力的比值，也就是说在该
点可以产生最大的升力，同时阻力最小。因此图中的阻力小得多。将升力分量和阻
力合成后得到自转力，此时的自转力为正值，即向前倾斜。此时自转力的水平分力
与桨叶转动方向相同，桨叶将加速。
现在再来分析在桨叶叶尖处的受力。首先仍然先确定相对气流的大小和方向，
与前面相比，下降诱导气流不变，由于叶尖处的转速很大，转动诱导气流因而增大
很多，因此相对气流的攻角很小，虽然该点的转速很大，但升力分量值不会很大。
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