圖 1-40直升機側移力的產(chǎn)生
現(xiàn)代直升機的操縱系統(tǒng)在設計時充分考慮到了側移的補償問題，當總距桿逐漸提起時，主槳旋轉平面將逐漸向左傾斜，總距桿越往上提，輸出功率越大，反扭矩越大，尾槳的側推力也越大，隨著總距桿的不斷上提尾槳力不斷增大，主槳的側傾產(chǎn)生的力也越大，因此在不同的總距桿位置，駕駛員基本不需要操縱周期變距桿來平衡，周期變距桿的位置仍然保持相對中立。
但主槳的側傾會帶來一個新的問題，那就是主槳的側傾產(chǎn)生的平衡力和尾槳的側推力將形成一個新的力偶，如果尾槳側推力的作用平面低于主槳旋轉平面，這個力偶將使得機身也傾斜，如圖 1-45。這將引起直升機在著陸時左主機輪總是先著地。
為克服這種現(xiàn)象，許多直升機在設計時將尾槳安裝在尾梁的最高處尾斜梁上，使尾槳的側推力盡可能地與主槳在同一個平面上，避免在懸停時機身出現(xiàn)滾轉力矩。

圖 1-41周期變距桿左移后直升機懸停時力的分布

1.10.3離心偏轉力矩
離心偏轉力矩（C·T·M）是指在離心力的作用下翼型總是具有減小槳距的趨勢。
當尾槳葉轉動時離心力的作用方向始終是從尾槳轂中心向外，如果槳葉有一定的槳葉角，尾槳葉翼型的弦線肯定不與轉動軸相重合，見圖 1-42（a）。這表明槳葉質量的一部分處在轉動軸的一側，另一部分槳葉質量處在轉動軸的另一側，假設兩部分尾槳葉質量的重心分別為點 A和 B，則槳葉的離心力將分別作用在點 A和 B上。
這兩個離心力可以分別分解為兩個分力，一個分力作用在轉動平面內，且與尾槳葉的中心線平行，另一個分力與其垂直。第一個分力對槳葉產(chǎn)生離心載荷，另一個分力因為作用在點 A和 B上，且與轉動有一個距離 X，將產(chǎn)生一個力矩使得尾槳葉的兩部分質量移動直到點 A和 B能與轉動軸重疊，這個力矩就是偏轉力矩，它使得尾槳葉始終具有減小槳距的趨勢。圖 1-49（b）顯示了離心力的兩個分力；圖 1-49
（c）顯示了水平分力通過點 A和 B怎樣產(chǎn)生的力矩。

（a）（b）（c）
圖 1-42離心力與離心偏轉力矩
克服這個問題的辦法是駕駛員必須蹬左腳蹬來抵消離心偏轉力矩（C·T·M），防止尾槳葉減小槳距。但這樣會給駕駛員帶來疲勞反應，尤其是操縱大型直升機。大多數(shù)直升機因此在尾槳操縱回路上裝有尾伺服（尾助力器）幫助駕駛員的操縱。同時，尾槳葉也可安裝一平衡配重塊，配重塊安裝在尾槳葉的變距機構上，與轉動軸也有一定距離，也會產(chǎn)生離心偏轉力矩，但與尾槳葉的離心偏轉力矩方向相反。當尾槳葉改變槳葉角時，由于配重塊與尾槳葉有機械連接，它也會相應改變與轉動軸的位置，這樣保證了配重塊產(chǎn)生的離心偏轉力矩始終與尾槳葉產(chǎn)生的離心偏轉力矩大小相等方向相反，因此兩個離心偏轉力矩可以相互抵消。

1.10.4尾槳升力的不對稱
前面提到直升機在飛行中主槳前進槳葉和后退槳葉產(chǎn)生的升力不一樣而引起主槳升力的不對稱。對于尾槳來說，雖然其旋轉平面是垂直的而不象主槳是在水平平面，但同樣也會出現(xiàn)升力的不對稱現(xiàn)象，這種現(xiàn)象對尾槳只在前飛和后退飛行時才出現(xiàn)。
為克服此現(xiàn)象，尾槳也安裝了揮舞關節(jié)。如果尾槳只有兩片槳葉，揮舞關節(jié)對角線穿過尾槳轂，這樣能保證當升力不對稱槳葉揮舞時，尾槳葉將同時改變槳葉角，使得前進槳葉的槳葉角減小而后退槳葉的槳葉角增大，總的結果是兩片槳葉的揮舞能夠平衡升力的不對稱，這種對角線揮舞關節(jié)也叫 △3（DELTA3）關節(jié)，如圖 1-43。

圖 1-43 △3尾槳揮舞關節(jié)
對于多槳葉的尾槳系統(tǒng)，△3關節(jié)則不起作用�？朔�這種現(xiàn)象必須將尾槳變距機構安裝在揮舞關節(jié)的外側，這樣槳葉揮舞同樣可以引起槳葉角的變化來平衡前進槳葉和后退槳葉的升力的不對稱。
因此，尾槳在設計安裝時，從后向前觀察，尾槳在前飛時本身并不完全是垂直，而是略微向外側偏的，如圖 1-44所示。