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衡發動機的反扭矩，而可以使得飛機機身實現方向性控制，同時尾槳的槳葉角值可
以從正到零甚至到負值。在正常飛行中尾槳槳葉角值一般為正，進入自轉飛行后，
槳葉角應減小到零左右以使尾槳不產生力偶保持飛機的直線飛行，如果要想實現右
轉，則需將尾槳槳葉角值變為負值，產生反向的力偶。
驅動尾槳的功率來自于發動機的總輸出功率，總功率一部分用于驅動主槳，另
一部分用于驅動尾槳。當尾槳距增大時，尾槳消耗的功率增加，使用于主槳的功率
減少，主槳產生的升力減小，飛行員必須提總距桿進行補償否則直升機將下降高度
（有的直升機裝有自動補償系統）。
當尾槳距減小時，尾槳消耗的功率減少，則用于主槳的功率增加，主槳產生的
升力增大，直升機將上升高度，同樣需要飛行員再進行相應的補償操縱。
1.10.2 直升機側移
直升機側移發生在裝有尾槳的直升機上，由于尾槳產生的側推力是一個力偶，
用于平衡發動機的反扭矩，但如圖1-40 所示，此時機身的一側有兩個力的作用而另
一側只有一個力的作用。
在懸停時這樣會引起直升機向一側的移動，如果主槳的轉動方向是俯視逆時針
方向，側移方向向右，這與尾槳裝在尾梁的哪一側無關。
在懸停中這種側移是不允許出現的，因此必須有第四個力與尾槳的側推力相反
以防止側移的發生。這個力可通過在設計直升機時將主槳軸傾斜，傾斜方向與尾槳
產生的側推力方向相反，如上面例子所述，主槳軸應向左傾斜，即將周期變距桿左
移。圖1-41 顯示了周期變距桿左移后直升機懸停時的力的分布。
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圖1-40 直升機側移力的產生
現代直升機的操縱系統在設計時充分考慮到了側移的補償問題，當總距桿逐漸
提起時，主槳旋轉平面將逐漸向左傾斜，總距桿越往上提，輸出功率越大，反扭矩
越大，尾槳的側推力也越大，隨著總距桿的不斷上提尾槳力不斷增大，主槳的側傾
產生的力也越大，因此在不同的總距桿位置，駕駛員基本不需要操縱周期變距桿來
平衡，周期變距桿的位置仍然保持相對中立。
但主槳的側傾會帶來一個新的問題，那就是主槳的側傾產生的平衡力和尾槳的
側推力將形成一個新的力偶，如果尾槳側推力的作用平面低于主槳旋轉平面，這個
力偶將使得機身也傾斜，如圖1-45。這將引起直升機在著陸時左主機輪總是先著地。
為克服這種現象，許多直升機在設計時將尾槳安裝在尾梁的最高處尾斜梁上，
使尾槳的側推力盡可能地與主槳在同一個平面上，避免在懸停時機身出現滾轉力矩。
圖1-41 周期變距桿左移后直升機懸停時力的分布
1.10.3 離心偏轉力矩
離心偏轉力矩（C·T·M）是指在離心力的作用下翼型總是具有減小槳距的趨勢。
當尾槳葉轉動時離心力的作用方向始終是從尾槳轂中心向外，如果槳葉有一定
的槳葉角，尾槳葉翼型的弦線肯定不與轉動軸相重合，見圖1-42（a）。這表明槳葉
質量的一部分處在轉動軸的一側，另一部分槳葉質量處在轉動軸的另一側，假設兩
發動機
反扭矩
發動機
反扭矩
主槳側傾力
尾槳推力
主槳側傾力
尾槳推力
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部分尾槳葉質量的重心分別為點A 和B，則槳葉的離心力將分別作用在點A 和B 上。
這兩個離心力可以分別分解為兩個分力，一個分力作用在轉動平面內，且與尾
槳葉的中心線平行，另一個分力與其垂直。第一個分力對槳葉產生離心載荷，另一
個分力因為作用在點A 和B 上，且與轉動有一個距離X，將產生一個力矩使得尾槳
葉的兩部分質量移動直到點A 和B 能與轉動軸重疊，這個力矩就是偏轉力矩，它使
得尾槳葉始終具有減小槳距的趨勢。圖1-49（b）顯示了離心力的兩個分力；圖1-49
（c）顯示了水平分力通過點A 和B 怎樣產生的力矩。
（a） （b） （c）
圖1-42 離心力與離心偏轉力矩
克服這個問題的辦法是駕駛員必須蹬左腳蹬來抵消離心偏轉力矩（C·T·M），
防止尾槳葉減小槳距。但這樣會給駕駛員帶來疲勞反應，尤其是操縱大型直升機。
大多數直升機因此在尾槳操縱回路上裝有尾伺服（尾助力器）幫助駕駛員的操縱。
同時，尾槳葉也可安裝一平衡配重塊，配重塊安裝在尾槳葉的變距機構上，與轉動
軸也有一定距離，也會產生離心偏轉力矩，但與尾槳葉的離心偏轉力矩方向相反。
當尾槳葉改變槳葉角時，由于配重塊與尾槳葉有機械連接，它也會相應改變與轉動
軸的位置，這樣保證了配重塊產生的離心偏轉力矩始終與尾槳葉產生的離心偏轉力
矩大小相等方向相反，因此兩個離心偏轉力矩可以相互抵消。
1.10.4 尾槳升力的不對稱
前面提到直升機在飛行中主槳前進槳葉和后退槳葉產生的升力不一樣而引起主
槳升力的不對稱。對于尾槳來說，雖然其旋轉平面是垂直的而不象主槳是在水平平
面，但同樣也會出現升力的不對稱現象，這種現象對尾槳只在前飛和后退飛行時才
出現。
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為克服此現象，尾槳也安裝了揮舞關節。如果尾槳只有兩片槳葉，揮舞關節對
角線穿過尾槳轂，這樣能保證當升力不對稱槳葉揮舞時，尾槳葉將同時改變槳葉角，
使得前進槳葉的槳葉角減小而后退槳葉的槳葉角增大，總的結果是兩片槳葉的揮舞
能夠平衡升力的不對稱，這種對角線揮舞關節也叫△3（DELTA3）關節，如圖1-43。
圖1-43 △3 尾槳揮舞關節
對于多槳葉的尾槳系統，△3 關節則不起作用�？朔�這種現象必須將尾槳變距
機構安裝在揮舞關節的外側，這樣槳葉揮舞同樣可以引起槳葉角的變化來平衡前進
槳葉和后退槳葉的升力的不對稱。
因此，尾槳在設計安裝時，從后向前觀察，尾槳在前飛時本身并不完全是垂直，
而是略微向外側偏的，如圖1-44 所示。
圖1-44 尾槳的安裝位置示意圖
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第2 章直升機飛行操縱系統
第2.1 節主旋翼操縱
2.1.1 簡介
在上一章我們學習了直升機飛行和操縱原理，在本章我們要講述直升機操縱系
統如何將飛行員的操縱傳遞到主旋翼的。
　
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