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不對稱越嚴(yán)重，駕駛員必須進(jìn)一步前移周期操縱桿來克服這種現(xiàn)象（前面已討論過），
一旦周期操縱桿向前移動量達(dá)到了其限動位置而沒有完全克服失速現(xiàn)象時，飛行速
度將無法繼續(xù)增大，因為旋轉(zhuǎn)平面將開始向后傾斜。
如果為了克服后退槳葉葉根處的失速而增大旋翼轉(zhuǎn)速，將引起另一種現(xiàn)象，即
前進(jìn)槳葉的激波。這是因為前進(jìn)槳葉葉尖處的轉(zhuǎn)動速度加上飛行速度有可能進(jìn)入音
速范圍，葉尖將產(chǎn)生激波，從而引起前進(jìn)槳葉升力的減小和嚴(yán)重的直升機(jī)振動。
圖1-26 槳葉失速區(qū)域示意圖
飛行方向
氣流
高葉尖速度
低葉尖速度
失速
壓縮激波區(qū)
轉(zhuǎn)動速度*長度
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第1.7 節(jié)渦環(huán)效應(yīng)和自轉(zhuǎn)
1.7.1 渦環(huán)效應(yīng)
這種現(xiàn)象會在直升機(jī)垂直下降且下降率較大時發(fā)生，是一種危險的現(xiàn)象。正常
飛行時氣流是從上至下通過主槳，而在自轉(zhuǎn)時則是從下向上通過主槳。
這種現(xiàn)象發(fā)生后向下的氣流將由于下降率較大而存在一個向上流動的趨勢，這
將引起如圖1-27 所示的氣流回流（渦環(huán)）的狀態(tài)，渦環(huán)效應(yīng)將造成氣流分離、振動
和升力的減小。
圖1-27 渦環(huán)效應(yīng)
克服渦環(huán)效應(yīng)的方法有兩個，如果直升機(jī)高度足夠，駕駛員可以放低總距桿進(jìn)
入自轉(zhuǎn)飛行狀態(tài)，這樣可以使所有的氣流都變成從下向上流動，只要飛機(jī)脫離了渦
流效應(yīng)，再將飛機(jī)恢復(fù)到正常飛行狀態(tài)，然后再以較小的下降率下降。另一種方法
是駕駛員前推周期變距桿使飛機(jī)進(jìn)入直接飛行狀態(tài)，一旦脫離了渦環(huán)效應(yīng)，再提總
距桿減小下降率。
1.7.2 自轉(zhuǎn)
1 自轉(zhuǎn)
如果在飛行中發(fā)動機(jī)失效（功率完全失去），只要外界條件允許，直升機(jī)可以在
選定的場地或區(qū)域進(jìn)行安全降落，且不產(chǎn)生硬著陸，這種飛行方式叫自轉(zhuǎn)。
在發(fā)動機(jī)失效的初始瞬間，駕駛員必須立即將總距桿放到最低槳距位置，否則
的話主槳轉(zhuǎn)速將迅速減小引起槳葉錐體角迅速增大，槳葉快速向上揮舞。這是因為
功率失去后無法克服槳葉的型阻，大槳葉角會使阻力較大，旋翼轉(zhuǎn)速會迅速下降，
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隨著旋翼轉(zhuǎn)速的迅速減小，離心力將無法再保持住理想的錐體角，錐體角將迅速增
大，造成槳葉根部應(yīng)力迅速增大引起槳葉大梁彎曲甚至完全折斷。
在完全放低總距桿的同時，駕駛員還必須松開腳蹬使尾槳距減小，且操縱周期
變距桿保持約60 節(jié)的前飛速度。完成上述動作后，直升機(jī)將進(jìn)入下降飛行通道且保
持一定的前飛速度。
圖1-28 中顯示在正常飛行時氣流是向下進(jìn)入主槳的，而在自轉(zhuǎn)時，盡管主槳仍
然基本保持與正常飛行時一樣的前傾角度，但氣流流動方向變成了從下向上。
（a）正常飛行（b）自轉(zhuǎn)
圖1-28 正常飛行和自轉(zhuǎn)時氣流的方向
當(dāng)氣流方向改變后，主槳上的空氣動力完全改變，這個改變可以保證主槳仍然
能自由轉(zhuǎn)動且提供足夠的升力和推力以滿足安全著陸的要求。
為理解空氣動力是如何改變的，必須先考慮槳葉的攻角，因為攻角決定了升力
和推力的大小和變化。
槳葉的攻角由以下因素決定：直升機(jī)的下降率；直升機(jī)的飛行速度；槳葉的轉(zhuǎn)
速；槳葉的槳葉角（安裝角）
其中的兩個因素是常數(shù)，下降率取決于總距桿的位置，飛行速度取決于周期變
距桿的位置，所有這些因素如圖1-29 用矢量“下降誘導(dǎo)氣流”來表示。“下降誘導(dǎo)
氣流”沿槳葉展向變化，從葉根至葉尖逐漸增大。由于槳葉設(shè)計制造時是扭轉(zhuǎn)下洗
的，槳葉的槳葉角從葉根至葉尖逐漸減小。
為了分析問題方便，以西科斯基的槳葉為例，槳葉的下洗扭轉(zhuǎn)角通常是7º，當(dāng)
總距桿在完全放低位時，槳葉葉根處的槳葉角是8º，葉尖處的槳葉角是1º，另外在
槳葉上選擇一個點叫“理想點”，位于槳葉展向中間靠外側(cè)一點，該點的槳葉角是
4º，我們把這點叫作“理想點”是因為在這點升力/阻力比值最小。
按圖1-29（a）分析在葉根處的受力情況。
首先必須確定自轉(zhuǎn)時的相對氣流的大小和方向，相對氣流是“下降誘導(dǎo)氣流”
（沿槳葉翼展方向不變）和“轉(zhuǎn)動誘導(dǎo)氣流”的矢量和，其中“轉(zhuǎn)動誘導(dǎo)氣流”值
較小，是因為在葉根處槳葉的轉(zhuǎn)動速度較小。自轉(zhuǎn)相對氣流與弦線的夾角是自轉(zhuǎn)攻
角，在葉根處攻角較大，此時應(yīng)該產(chǎn)生較大的升力，然而由于葉根處轉(zhuǎn)速較小，實
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際產(chǎn)生的升力并不是期望的那么大，而且實際產(chǎn)生的升力與相對氣流垂直并且略向
前傾斜，如果這個向前傾斜的升力沒有平衡力，將引起槳葉加速。實際上升力分量
受到槳葉型阻的制約，槳葉的型阻可引起槳葉的減速。而由于攻角較大，槳葉阻力
分量也將較大且方向與升力分量垂直。
為判斷槳葉是加速還是減速，必須將升力分量和阻力進(jìn)行矢量合成，合成后的
矢量方向略向后傾斜。
升力分量和阻力的合成矢量叫做自轉(zhuǎn)力，如果這個力相對于垂直軸向后傾斜，
該力為負(fù)。將自轉(zhuǎn)力分解為垂直和水平兩個分力，其水平分力正好與槳葉轉(zhuǎn)動方向
相反，使槳葉減速。而垂直分力與重力方向相反，對直升機(jī)起一定的支撐作用。
現(xiàn)在分析“理想點”，如圖1-29（b）。與前面一樣，先確定相對氣流的大小和
方向。該處下降誘導(dǎo)氣流不變，而轉(zhuǎn)動誘導(dǎo)氣流增大了，合成后的相對氣流產(chǎn)生的
攻角與在葉根處相比較小，相對氣流的攻角和較大的轉(zhuǎn)動速度共同作用將產(chǎn)生比在
葉根處大得多的升力。
前面提到在“理想點”我們可以獲得最佳的升力與阻力的比值，也就是說在該
點可以產(chǎn)生最大的升力，同時阻力最小。因此圖中的阻力小得多。將升力分量和阻
力合成后得到自轉(zhuǎn)力，此時的自轉(zhuǎn)力為正值，即向前傾斜。此時自轉(zhuǎn)力的水平分力
與槳葉轉(zhuǎn)動方向相同，槳葉將加速。
現(xiàn)在再來分析在槳葉葉尖處的受力。首先仍然先確定相對氣流的大小和方向，
與前面相比，下降誘導(dǎo)氣流不變，由于葉尖處的轉(zhuǎn)速很大，轉(zhuǎn)動誘導(dǎo)氣流因而增大
很多，因此相對氣流的攻角很小，雖然該點的轉(zhuǎn)速很大，但升力分量值不會很大。
　
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