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衡發(fā)動(dòng)機(jī)的反扭矩，而可以使得飛機(jī)機(jī)身實(shí)現(xiàn)方向性控制，同時(shí)尾槳的槳葉角值可
以從正到零甚至到負(fù)值。在正常飛行中尾槳槳葉角值一般為正，進(jìn)入自轉(zhuǎn)飛行后，
槳葉角應(yīng)減小到零左右以使尾槳不產(chǎn)生力偶保持飛機(jī)的直線飛行，如果要想實(shí)現(xiàn)右
轉(zhuǎn)，則需將尾槳槳葉角值變?yōu)樨?fù)值，產(chǎn)生反向的力偶。
驅(qū)動(dòng)尾槳的功率來(lái)自于發(fā)動(dòng)機(jī)的總輸出功率，總功率一部分用于驅(qū)動(dòng)主槳，另
一部分用于驅(qū)動(dòng)尾槳。當(dāng)尾槳距增大時(shí)，尾槳消耗的功率增加，使用于主槳的功率
減少，主槳產(chǎn)生的升力減小，飛行員必須提總距桿進(jìn)行補(bǔ)償否則直升機(jī)將下降高度
（有的直升機(jī)裝有自動(dòng)補(bǔ)償系統(tǒng)）。
當(dāng)尾槳距減小時(shí)，尾槳消耗的功率減少，則用于主槳的功率增加，主槳產(chǎn)生的
升力增大，直升機(jī)將上升高度，同樣需要飛行員再進(jìn)行相應(yīng)的補(bǔ)償操縱。
1.10.2 直升機(jī)側(cè)移
直升機(jī)側(cè)移發(fā)生在裝有尾槳的直升機(jī)上，由于尾槳產(chǎn)生的側(cè)推力是一個(gè)力偶，
用于平衡發(fā)動(dòng)機(jī)的反扭矩，但如圖1-40 所示，此時(shí)機(jī)身的一側(cè)有兩個(gè)力的作用而另
一側(cè)只有一個(gè)力的作用。
在懸停時(shí)這樣會(huì)引起直升機(jī)向一側(cè)的移動(dòng)，如果主槳的轉(zhuǎn)動(dòng)方向是俯視逆時(shí)針
方向，側(cè)移方向向右，這與尾槳裝在尾梁的哪一側(cè)無(wú)關(guān)。
在懸停中這種側(cè)移是不允許出現(xiàn)的，因此必須有第四個(gè)力與尾槳的側(cè)推力相反
以防止側(cè)移的發(fā)生。這個(gè)力可通過在設(shè)計(jì)直升機(jī)時(shí)將主槳軸傾斜，傾斜方向與尾槳
產(chǎn)生的側(cè)推力方向相反，如上面例子所述，主槳軸應(yīng)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(jī)懸停時(shí)的力的分布。
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圖1-40 直升機(jī)側(cè)移力的產(chǎn)生
現(xiàn)代直升機(jī)的操縱系統(tǒng)在設(shè)計(jì)時(shí)充分考慮到了側(cè)移的補(bǔ)償問題，當(dāng)總距桿逐漸
提起時(shí)，主槳旋轉(zhuǎn)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(cè)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(cè)傾
產(chǎn)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(lái)
平衡，周期變距桿的位置仍然保持相對(duì)中立。
但主槳的側(cè)傾會(huì)帶來(lái)一個(gè)新的問題，那就是主槳的側(cè)傾產(chǎn)生的平衡力和尾槳的
側(cè)推力將形成一個(gè)新的力偶，如果尾槳側(cè)推力的作用平面低于主槳旋轉(zhuǎn)平面，這個(gè)
力偶將使得機(jī)身也傾斜，如圖1-45。這將引起直升機(jī)在著陸時(shí)左主機(jī)輪總是先著地。
為克服這種現(xiàn)象，許多直升機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)將尾槳安裝在尾梁的最高處尾斜梁上，
使尾槳的側(cè)推力盡可能地與主槳在同一個(gè)平面上，避免在懸停時(shí)機(jī)身出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)力矩。
圖1-41 周期變距桿左移后直升機(jī)懸停時(shí)力的分布
1.10.3 離心偏轉(zhuǎn)力矩
離心偏轉(zhuǎn)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(shì)。
當(dāng)尾槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)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(zhuǎn)動(dòng)軸相重合，見圖1-42（a）。這表明槳葉
質(zhì)量的一部分處在轉(zhuǎn)動(dòng)軸的一側(cè)，另一部分槳葉質(zhì)量處在轉(zhuǎn)動(dòng)軸的另一側(cè)，假設(shè)兩
發(fā)動(dòng)機(jī)
反扭矩
發(fā)動(dòng)機(jī)
反扭矩
主槳側(cè)傾力
尾槳推力
主槳側(cè)傾力
尾槳推力
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部分尾槳葉質(zhì)量的重心分別為點(diǎn)A 和B，則槳葉的離心力將分別作用在點(diǎn)A 和B 上。
這兩個(gè)離心力可以分別分解為兩個(gè)分力，一個(gè)分力作用在轉(zhuǎn)動(dòng)平面內(nèi)，且與尾
槳葉的中心線平行，另一個(gè)分力與其垂直。第一個(gè)分力對(duì)槳葉產(chǎn)生離心載荷，另一
個(gè)分力因?yàn)樽饔迷邳c(diǎn)A 和B 上，且與轉(zhuǎn)動(dòng)有一個(gè)距離X，將產(chǎn)生一個(gè)力矩使得尾槳
葉的兩部分質(zhì)量移動(dòng)直到點(diǎn)A 和B 能與轉(zhuǎn)動(dòng)軸重疊，這個(gè)力矩就是偏轉(zhuǎn)力矩，它使
得尾槳葉始終具有減小槳距的趨勢(shì)。圖1-49（b）顯示了離心力的兩個(gè)分力；圖1-49
（c）顯示了水平分力通過點(diǎn)A 和B 怎樣產(chǎn)生的力矩。
（a） （b） （c）
圖1-42 離心力與離心偏轉(zhuǎn)力矩
克服這個(gè)問題的辦法是駕駛員必須蹬左腳蹬來(lái)抵消離心偏轉(zhuǎn)力矩（C·T·M），
防止尾槳葉減小槳距。但這樣會(huì)給駕駛員帶來(lái)疲勞反應(yīng)，尤其是操縱大型直升機(jī)。
大多數(shù)直升機(jī)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(shí)，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(jī)構(gòu)上，與轉(zhuǎn)動(dòng)
軸也有一定距離，也會(huì)產(chǎn)生離心偏轉(zhuǎn)力矩，但與尾槳葉的離心偏轉(zhuǎn)力矩方向相反。
當(dāng)尾槳葉改變槳葉角時(shí)，由于配重塊與尾槳葉有機(jī)械連接，它也會(huì)相應(yīng)改變與轉(zhuǎn)動(dòng)
軸的位置，這樣保證了配重塊產(chǎn)生的離心偏轉(zhuǎn)力矩始終與尾槳葉產(chǎn)生的離心偏轉(zhuǎn)力
矩大小相等方向相反，因此兩個(gè)離心偏轉(zhuǎn)力矩可以相互抵消。
1.10.4 尾槳升力的不對(duì)稱
前面提到直升機(jī)在飛行中主槳前進(jìn)槳葉和后退槳葉產(chǎn)生的升力不一樣而引起主
槳升力的不對(duì)稱。對(duì)于尾槳來(lái)說，雖然其旋轉(zhuǎn)平面是垂直的而不象主槳是在水平平
面，但同樣也會(huì)出現(xiàn)升力的不對(duì)稱現(xiàn)象，這種現(xiàn)象對(duì)尾槳只在前飛和后退飛行時(shí)才
出現(xiàn)。
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為克服此現(xiàn)象，尾槳也安裝了揮舞關(guān)節(jié)。如果尾槳只有兩片槳葉，揮舞關(guān)節(jié)對(duì)
角線穿過尾槳轂，這樣能保證當(dāng)升力不對(duì)稱槳葉揮舞時(shí)，尾槳葉將同時(shí)改變槳葉角，
使得前進(jìn)槳葉的槳葉角減小而后退槳葉的槳葉角增大，總的結(jié)果是兩片槳葉的揮舞
能夠平衡升力的不對(duì)稱，這種對(duì)角線揮舞關(guān)節(jié)也叫△3（DELTA3）關(guān)節(jié)，如圖1-43。
圖1-43 △3 尾槳揮舞關(guān)節(jié)
對(duì)于多槳葉的尾槳系統(tǒng)，△3 關(guān)節(jié)則不起作用。克服這種現(xiàn)象必須將尾槳變距
機(jī)構(gòu)安裝在揮舞關(guān)節(jié)的外側(cè)，這樣槳葉揮舞同樣可以引起槳葉角的變化來(lái)平衡前進(jìn)
槳葉和后退槳葉的升力的不對(duì)稱。
因此，尾槳在設(shè)計(jì)安裝時(shí)，從后向前觀察，尾槳在前飛時(shí)本身并不完全是垂直，
而是略微向外側(cè)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(jī)飛行操縱系統(tǒng)
第2.1 節(jié)主旋翼操縱
2.1.1 簡(jiǎn)介
在上一章我們學(xué)習(xí)了直升機(jī)飛行和操縱原理，在本章我們要講述直升機(jī)操縱系
統(tǒng)如何將飛行員的操縱傳遞到主旋翼的。
　
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