第 1.10節(jié)尾槳
1.10.1尾槳
有些直升機的設計不采用尾槳系統(tǒng)，而采用雙槳系統(tǒng)且轉動方向相反，但絕大多數直升機采用單主槳系統(tǒng)和尾槳系統(tǒng)。
牛頓第三定律指出，任何物體受到外力的作用，必將產生一個與作用力大小相等、方向相反的反作用力。當直升機主槳在發(fā)動機的驅動下按某個方向轉動時，一定會有一個與轉動方向相反的反作用力試圖使飛機反方向轉動，我們把這個反作用力稱作發(fā)動機反扭矩。
很明顯，讓機體在主槳轉動時反方向不停地轉動是不可接受的 ,因此在飛機上必須安裝尾槳系統(tǒng)以產生一個側向力偶，其方向應與發(fā)動機反扭矩力偶相反，圖 1-39是力偶示意圖

圖 1-39作用在直升機上的力偶示意圖
尾槳可以安裝在機身尾梁的任何一側，現(xiàn)代西方直升機主旋翼的轉動方向通常是俯視逆時針方向，此時如果尾槳裝在尾梁左側，叫做推力尾槳，裝在右側叫做拉力尾槳。
發(fā)動機反扭矩隨著發(fā)動機功率的變化而變化。因此尾槳產生的平衡力偶也必須隨著功率的變化而變化。通過操縱腳蹬的方式改變尾槳槳葉角大小可以實現(xiàn)以上目的，操縱原理與固定翼飛機的方向舵類似。
腳蹬的操縱符合人的習慣，即左腳蹬向前直升機左轉，反之亦然。左腳蹬向前時尾槳槳葉角增大，尾槳平衡力增大，尾梁將向右偏轉，機頭則向左偏轉而實現(xiàn)飛機的左轉。
右腳蹬向前直升機右轉。右腳蹬向前時尾槳槳葉角減小，尾槳平衡力減小，尾梁將向左偏轉，機頭則向右偏轉而實現(xiàn)飛機的右轉。
但蘇制直升機尾槳的操縱則完全相反，左腳蹬向前飛機將向右轉而不是左轉。
因此可見，直升機尾槳除了能平衡主槳的反扭矩外，還提供直升機的航向操縱。
前面學過了自轉，自轉是當直升機發(fā)動機失效后無法驅動主旋翼時能夠安全著陸的一種方法。如果因發(fā)動機失效無法驅動主槳，尾槳產生的平衡力偶不再用于平衡發(fā)動機的反扭矩，而可以使得飛機機身實現(xiàn)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(xiàn)右轉，則需將尾槳槳葉角值變?yōu)樨撝�，產生反向的力偶。
驅動尾槳的功率來自于發(fā)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(tǒng)）。
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(fā)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(fā)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(xiàn)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(fā)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。