在現(xiàn)代直升機(jī)的結(jié)構(gòu)中，槳葉與變距機(jī)構(gòu)之間安裝有變距搖臂，搖臂置于槳葉之前，這種安裝方式使得當(dāng)槳葉要向上揮舞時(shí)槳葉角自動(dòng)減小，向下?lián)]舞時(shí)槳葉角自動(dòng)增大，以平衡升力的不對(duì)稱，如圖 1-25所示。這樣避免了駕駛員必須操縱周期桿來克服升力的不對(duì)稱，這種方法叫做自動(dòng)周期變距法（△鉸接效應(yīng)）（DELTA HINGE EFFECT）。
圖 1-25自動(dòng)周期變距法
1.6.2速度限制和槳尖失速
速度限制主要是指旋翼轉(zhuǎn)速和直升機(jī)飛行速度的限制。
旋翼轉(zhuǎn)速限制必須考慮以下幾個(gè)方面：
1
）離心載荷：轉(zhuǎn)速越大，作用到槳葉上的離心載荷越大，對(duì)槳葉能夠承受離心載荷的強(qiáng)度要求越高，設(shè)計(jì)時(shí)必須在槳葉的強(qiáng)度和良好的翼型之間找到平衡點(diǎn)。
2
）升力要求：
如果旋翼轉(zhuǎn)速太低，槳葉不能產(chǎn)生足夠的升力克服飛機(jī)的重力
3
）槳葉慣性：由于槳葉的慣性作用，槳葉在飛行中轉(zhuǎn)速的變化將受到阻礙，實(shí)際上主槳葉的轉(zhuǎn)速在所有飛行狀態(tài)中基本保持在一個(gè)很小的范圍內(nèi)變化。
直升機(jī)飛行速度限制考慮的一個(gè)重要因素是后退槳葉的失速。在較大的飛行速度下，氣流流過后退槳葉葉根處的方向?qū)⒆兂蓮暮缶壷燎熬�，因�(yàn)榇藭r(shí)葉根處的轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于飛行速度
當(dāng)出現(xiàn)這種情況時(shí)，這部分區(qū)域?qū)⒉划a(chǎn)生任何升力，這塊區(qū)域處于后退槳葉的葉根處，形狀近似為三角形，飛行速度越大，三角形的面積越大，從而引起升力的不對(duì)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(dòng)量達(dá)到了其限動(dòng)位置而沒有完全克服失速現(xiàn)象時(shí)，飛行速度將無法繼續(xù)增大，因?yàn)樾D(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?yàn)榍斑M(jìn)槳葉葉尖處的轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)。
高葉尖速度
圖 1-26槳葉失速區(qū)域示意圖
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(huì)在直升機(jī)垂直下降且下降率較大時(shí)發(fā)生，是一種危險(xiǎn)的現(xiàn)象。正常飛行時(shí)氣流是從上至下通過主槳，而在自轉(zhuǎn)時(shí)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(gè)向上流動(dòng)的趨勢(shì)，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(dòng)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(gè)，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(dòng)，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(dòng)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(chǎng)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(dòng)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?yàn)楣β适ズ鬅o法克服槳葉的型阻，大槳葉角會(huì)使阻力較大，旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)迅速下降，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(shí)，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(dòng)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(shí)氣流是向下進(jìn)入主槳的，而在自轉(zhuǎn)時(shí)，盡管主槳仍然基本保持與正常飛行時(shí)一樣的前傾角度，但氣流流動(dòng)方向變成了從下向上。
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