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但大轉速將引起較大的阻力，同時葉尖處氣流產生的渦流也將引起較大的阻力，
因此該點的阻力分量很大，如圖1-29（c）。
將升力分量和阻力合成后得到自轉力，此時又為負值。自轉力的水平分力又與
槳葉轉動方向相反，將使槳葉減速。
圖1-29（a）葉根
升力
自轉攻角8°槳葉角
翼弦
自轉力為負
阻力
旋翼轉速
下降速度
自轉相對氣流
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圖1-29 （b）理想點
圖1-29（c）葉尖
綜上所述，自轉力在槳葉的兩端為負值，在槳葉的中部為正值，因此，在槳葉
上必定有兩個點自轉力為零，如圖1-30。
負的自轉力使槳葉減速，正的自轉力則使槳葉加速，如果正和負的自轉力大小
相等而方向相反，則可以互相抵消，槳葉保持勻速轉動，既不加速也不減速。
升力
自轉力為正
阻力
4°槳葉角
翼弦
旋翼轉速
自轉相對氣流
下降速度
升力自轉力為負
阻力
1°槳葉角
翼弦
自轉攻角
自轉相對氣流
旋翼轉速
下降速度
自轉攻角
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圖1-30 自轉力分布
在自轉下降過程中影響實際旋翼轉速的因素有很多，但是在各條件下轉速一定
是恒定的。
如果此時出現外力，如陣風影響，旋翼轉速將增大，沿槳葉展向攻角會變化，
這是因為“轉動誘導氣流”分量會增大，沿槳葉展向每個點的合力自轉力也會改變，
最終的影響是圖1-30 曲線將向槳葉葉根方向移動，內側的負值區域減小而外側的負
值區域增大，自轉力的正值區域將更靠近轉動軸，自轉力臂減小。由于外側的負自
轉力增大，力臂又長，總體結果是使槳葉減速。當槳葉減速時，自轉力再次發生變
化直到槳葉恢復到其原來的轉速狀態而保持恒定。
通常來說，自轉時的主槳轉速會比正常飛行時的轉速高，這是因為此時的轉速
必須滿足以下條件：一要保證有足夠的轉速，二要產生足夠的升力而不致引起下降
率過大。自轉時對旋翼轉速的主要限制是槳葉的離心載荷將影響槳葉的強度，除了
這個考慮之外，在自轉下降時自轉的旋翼轉速當然是越大越好。
改變自轉旋翼轉速的方式有以下幾個方面：
1） 總槳距操縱回路的調節
總槳距桿在放到其操縱的最低位置時主槳的轉速將最大，如果這個最低位置在
操縱系統調節時設置得太高，自轉旋翼轉速會太小，此時駕駛員將沒有辦法增大轉
速。如果設置的位置過低，自轉轉速過大時駕駛員則可略提總槳桿以減小轉速。
2） 直升機重量
直升機重量越重，自轉下降率越大。下降率越大，下降誘導氣流越大，旋翼自轉
轉速越大，此時也可通過控制總距桿位置來控制轉速。
3） 飛行高度
高度較高對轉速的影響有兩個方面，由于高度高空氣密度小，升力減小，下降
率增大；同時阻力減小而轉速增大。轉速的控制仍然是通過總距桿位置。隨著高度
下降，密度增大，總距桿也需略微放低以適應轉速變化。
自轉力為正
前緣
后緣
葉尖
葉根
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4） 飛行速度
直升機在自轉下降時仍處于直接飛行狀態，當飛行速度增大到某個值時槳葉的
阻力會最小。
必須認識到從正常飛行狀態過渡到穩定的自轉飛行狀態并不是瞬間就能完成
的，因此自轉飛行必須要有一個最低安全高度，如果直升機處于最低安全高度以下，
安全自轉落地是不現實的。
在各機型的飛行手冊中都用圖表的形式給出了本機型自轉飛行的危險高度，圖
1-31 是其中的一個例子，圖中在零飛行速度時飛機的自轉安全高度是400 英尺，隨
著飛行速度的增加，安全高度值減小，直到飛行速度超過65 節時，由于速度較快，
離地面太近則無法完成自轉落地了，這時至少飛機高度要在50 英尺以上方可保證飛
行的安全。
圖1-31 某機型自轉安全高度
400 英尺
高
度
50 英尺
飛行速度45 節65 節
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2 拉姿態
前面討論了自轉下降中由于向上的相對氣流的影響直升機操作和控制的原理和
方法，自轉的下降率雖然可以控制，但仍然偏大，因此駕駛員在落地前必須減小下
降率以獲得柔和的降落。
駕駛員在落地前需要采取的動作叫做拉姿態，是指修正直升機落地前的姿態和
旋翼旋轉平面的姿態。
下降率矢量是由水平（飛行速度）矢量和垂直（垂直速度）矢量合成的，水平
矢量的大小取決于周期變距桿的位置，而垂直矢量取決于總距桿的位置。駕駛員在
落地前實際上是要減小水平和垂直速度以減小下降率。
在選定的降落區域上方約50 英尺的高度，駕駛員應向后帶桿（周期變距桿），
這使旋翼旋轉平面后傾，直升機變成明顯的抬頭姿態，并出現以下情況：
1） 隨著旋轉平面的后傾，槳盤與相對氣流間的攻角明顯增大，如圖1-32。
圖1-32 （a）下降中（b）拉姿態
2） 攻角增大將使升力矢量增加，旋翼轉速增大，自轉力增大，增大了用于平
衡直升機重力的升力，減小垂直速度。
3） 由于槳盤向后傾斜，使得旋翼有效力也向后傾斜，其水平分力也變成向后
以減小水平速度。
同時由于拉姿態引起旋翼轉速增大可以進一步減小直升機的下降率。
拉姿態時直升機抬頭，處于機頭朝上狀態，落地前駕駛員必須再把直升機恢復
到水平狀態。因此首先應將周期變距桿前推至中立位，同時提總距桿以增大旋翼有
效力，這樣可以逐漸減小下降率直至為零，直升機方可落地。但此時飛機仍有一小
部分的剩余前進速度，所以落地后通常直升機仍會向前滑出一段距離才會完全停止。
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第1.8 節相位角和陀螺進動
1.8.1 相位滯后
當在直升機的槳葉上施加一個變距的外力時，將引起槳葉的揮舞，但揮舞沿旋
翼的轉動方向滯后90°。
對這種現象解釋的理論有很多種，但最普遍的一種理論認為，直升機主槳葉在
飛行中是一個轉動的物體，具有陀螺的進動性。陀螺進動性原理指出，當一個外力
　
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