圖 1-35槳葉角變化曲線將圖 1-34和圖 1-35疊加，得到圖 1-36，從圖中可以看出，槳葉角變化曲線比槳葉揮舞量變化曲線要早 90°。

圖 1-36揮舞量與槳葉角變化曲線從圖 1-36可以得出以下結(jié)論：在 0°，槳葉角是基準(zhǔn)值，槳葉不揮舞。 0°—90°，槳葉角逐漸增大至最大值，槳葉開始向上揮舞且向上揮舞的速率也
越來越大，當(dāng)?shù)竭_(dá) 90°時(shí)槳葉的揮舞速率最大。 90°—180°，槳葉角從最大值逐漸恢復(fù)到基準(zhǔn)值，此時(shí)由于槳葉角大于基準(zhǔn)值，槳葉繼續(xù)向上揮舞，當(dāng)槳葉角變成基準(zhǔn)值時(shí)（180°），槳葉停止向上揮舞。 180°—270°，槳葉角逐漸減小至最小值，槳葉開始向下?lián)]舞，且向下?lián)]舞的速率也越來越大，當(dāng)?shù)竭_(dá) 90°時(shí)槳葉的揮舞速率最大。
270°—0°，槳葉角從最小值逐漸恢復(fù)到基準(zhǔn)值，此時(shí)槳葉角仍小于基準(zhǔn)值，槳葉繼續(xù)向下?lián)]舞，當(dāng)?shù)竭_(dá) 0°點(diǎn)時(shí)，槳葉角變?yōu)榛鶞?zhǔn)值，槳葉停止向下?lián)]舞，繼續(xù)下一個(gè)循環(huán)。
前面我們討論了幾種引起相位滯后原因的理論，由于這種現(xiàn)象的存在，最大槳葉角位置相對于需要的最高揮舞位置必須提前 90°，最小槳葉角相對于需要的最低揮舞位置也必須提前 90°。

1.8.2前置角
在設(shè)計(jì)直升機(jī)主槳系統(tǒng)時(shí)必須考慮到相位滯后的因素，絕大多數(shù)直升機(jī)利用傾斜盤將操縱通過變距拉桿傳遞到主槳系統(tǒng)上，變距拉桿和連接主槳葉的夾板或軸向關(guān)節(jié)之間加裝一變距搖臂，而變距搖臂通常裝在槳葉的前緣。變距搖臂操縱輸入點(diǎn)與槳葉之間的夾角稱作前置角。
對于兩片主槳葉的主槳系統(tǒng)，尤其是裝有平衡棒的主槳系統(tǒng)，變距搖臂的前置角為 90°。這是因?yàn)槠胶獍襞c槳葉的夾角為 90°，駕駛艙操縱首先傳遞到平衡棒，然后再到變距搖臂。當(dāng)傾斜盤前傾時(shí)，平衡棒指向前方，最小槳距也傳遞到平衡棒，此時(shí)槳葉仍在 270°，因此最小槳葉角位置相對于最低揮舞位置提前了 90°。
現(xiàn)代直升機(jī)主槳系統(tǒng)的前置角則為 45°，也就是說，變距搖臂的操縱輸入點(diǎn)與槳葉的夾角為 45°，這意味著傾斜盤的傾斜方向不能與周期操縱桿的移動(dòng)方向一致。當(dāng)槳葉處在 270°點(diǎn)時(shí)，如果要使槳葉的最低揮舞位置在 0°點(diǎn)，最小槳距必須在 270°點(diǎn)，但前置角只有 45°，因此傾斜盤也必須提前 45°傾斜，最低傾斜點(diǎn)應(yīng)在 315°點(diǎn)上。將主伺服裝置（液壓助力器）安裝在這個(gè)位置可以實(shí)現(xiàn)此目的，其他伺服裝置與其夾角 90°，如圖 1-37。

圖 1-37主伺服裝置的安裝位置示意圖
31

第 1.9節(jié)直升機(jī)的穩(wěn)定性和外界影響
1.9.1穩(wěn)定性
直升機(jī)的穩(wěn)定性是指直升機(jī)在外力的作用下能夠恢復(fù)到原來的飛行路線和飛行姿態(tài)的能力。，理論上，直升機(jī)主槳系統(tǒng)本身是不穩(wěn)定的，也就是說槳盤的姿態(tài)必須隨時(shí)由周期變距桿控制和操縱，任何非人為的主槳槳盤姿態(tài)的改變必須通過物理操縱才能恢復(fù)到原姿態(tài)。全鉸式主槳正是如此，而有的主槳加裝了其他的增加穩(wěn)定性的方法如平衡棒等，即使這樣槳盤的姿態(tài)仍然由周期變距桿來決定，要想保證槳盤保持在一個(gè)所需的姿態(tài)，周期變距桿不能松開，必須始終保持在一個(gè)選定的位置。
許多現(xiàn)代直升機(jī)都使用了自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)（AFCS）或增穩(wěn)系統(tǒng)（SAS），使駕駛員不必始終在桿上不停地修正，而自動(dòng)補(bǔ)償姿態(tài)和航向的非人為改變。