当突风来时，迎风面的桨叶会上升。当桨叶上升后，在挥舞铰夹角的作用下迎角减小(螺距减小)，叶片升力开始降低桨叶下降。反之桨叶下降迎角增加，升力上升、桨叶开始上升，这就是挥舞铰的工作原理。那为什么要用挥舞铰呢？首先来讨论一下桨叶在旋转中的受力。当迎面突风和桨叶成90度时速度=V+W，当和桨成270时=V-W (V桨叶圆周速度，W突风速度)。由以上得知桨在旋转一周的受力是不均匀的，这样造成飞行不稳定，所以要安装挥舞铰来平衡各桨的受力。为了消除直升机前飞时不对称气流所引起的侧向倾翻力矩，通常在直升机的旋翼桨上设置挥舞饺(又称水平饺),与此同时,引起桨叶绕挥舞饺的挥舞运动,并使挥舞饺处的力矩为零。
(1)当直升机悬停或垂直飞行时,在装有挥舞饺的旋翼桨毅上,桨叶在气动力作用下绕挥舞饺向上挥舞。当桨叶质量力、离心力和气动力绕挥舞饺的力矩达到平衡时,桨叶将在与桨
角位置上稳定旋转,桨叶旋转轨迹呈倒置圆锥。此时挥舞角B=
,称为旋翼锥度角,锥形轨迹称为旋翼锥体,桨尖轨迹圆是旋翼锥体的底圆,在未加周期操纵的悬停或垂直飞行状态时,底圆平行于桨毅旋转平面。(2）当直升机前飞时,在
=0→90→180度一侧的前行桨叶上,周向相对流速W> r由于相对流速和拉力较垂直飞行状态时增大,使原先在B=位置上稳定旋转的桨叶不再保持平衡,桨叶在拉力作用下绕挥舞绞向上挥舞,由此产生自上向下的附加相对气流,使桨叶剖面迎角减小,使桨叶拉力也减小.桨叶向上挥舞速度愈大,桨顺剖面迎角的减小也愈多。在挥舞过程中,桨叶可自动调整本身的拉力,使其大致保持不变。同理,在
=180→270→360度一侧的后行桨叶上周向相对流速W< r由于相对流速和拉力较垂直飞行状态时减小,桨叶向下挥舞,由此产生自下向上的相对气流使桨叶剖面迎角增大,桨叶拉力也增大,这样桨叶拉力在挥舞过程中仍能大致保持不变。因此具有挥舞饺的旋翼,在前飞不对称气流的影响下,因挥舞速度不同所引起的桨叶 剖面迎角的变化,可使桨叶在各方位处的拉力大致保持不变,从而消除了使直升机侧向倾翻的力矩。通常把以上这种不是因操纵引起的桨叶挥舞运动称为桨叶的自然挥舞。
4.直升机旋翼的摆振饺及桨叶的摆振运动
当旋翼上采用挥舞饺解决了因前飞时气流不对称所引起的侧向倾翻力矩之后,又出现了新的技术问题需要加以解决。
当直升机前飞时,桨叶绕挥舞饺上下挥舞,这样会使旋翼的旋转角速度发生变化,桨叶向上挥舞时,旋转角速度要增大;桨叶向下挥舞时,旋转角速度要减小。这表明在桨叶挥舞时旋转面内有一个促使转速变化的力作用在桨叶上，这个力称为哥氏力，哥氏力对旋翼转轴形成的力矩称为哥氏力矩。桨叶上挥舞时，产生的哥氏力矩使桨叶加速旋转，桨叶下挥时,产生的哥氏力矩使桨叶减速旋转。由于桨叶挥舞速度是周期变化的，因此哥氏力的大小和方向也是周期变化的。当桨叶向上挥舞时，开始时上挥速度较小，因此引起的使桨叶加速旋转的哥氏力也较小。随着上挥速度增大，哥氏力也增大。桨叶挥舞到最高位置的瞬间,挥舞速度为零,哥氏力又力求使桨叶减速旋转,并随着下挥速度的变化而改变其值。
桨叶挥舞过程中大小和方向周期变化的哥氏力对桨叶强度极为不利,特别是桨根部分,如。不采取措施,将会因材料疲劳而损坏。为了解决这个问题,通常采用摆振饺(又称垂直饺)。装有摆振饺的旋翼。桨叶在哥氏力作用下，可绕摆振铰前后摆动的角度很小。
随着旋翼上采用摆振铰后，直升机有将会发生“地面共振”问题，为此在摆振铰处必需装有减摆器以阻尼桨叶的摆振运动，使之不致发散扩大成不稳定的震动。
以上就是经典的全饺接式旋翼桨毅采用挥舞饺、摆振饺和变距饺的原因。但由于全绞接式旋翼桨毅构造复杂零件数量多制造加工量大,维护工作量大,寿命不高,成本昂贵。因此,随着技术的发展各国都致力于简化构造、提高寿命和降低成本,从而出现了许多新型旋翼桨毅型式,如无饺式,星形柔性式,三向柔性式和无轴承式等,但无论旋翼桨毅的型式如何千变万化,总需要一些元件来实现三个钱的功能,总需要其承力元件承受旋翼上的各种静、动载荷和振动。
（1）旋转环（又称动环）3——它通过变距拉杆（又称小拉杆）8分别于各片桨叶变距铰的摇臂连接，并通过扭力臂（又称拨杆）与旋翼桨相连，旋翼旋转时则与桨同步旋转。另一面，它通过轴承4与不旋转环2相连接,从而产生相对转动。它与不旋转环可一起升降或倾斜,从而将操纵位移通过变距拉杆8传递给桨叶变距饺,以改变各片桨叶的安装角(即桨距角)。
(2)不旋转环(又称不动环)2一它通过十字接头或球饺与内层的滑筒相连,两者能一起升降或产生相对倾斜滑筒上还装有纵向5及横向6的操纵摇臂支座,纵、横向操纵拉杆分别经此与不旋转环相连。纵、横向操纵动作经此使不旋转环连同旋转环一起相对于滑筒向所需方向倾斜,从而周期性改变各片桨叶的安装角.
（3)滑筒一套装在导筒座1上,两者能产生轴向相对滑动,同时滑筒还与总距操纵拉杆7相连.总距操纵动作经此使滑筒连同十字接头,不旋转环、旋转环一起升降,然后将操纵位移传递给每片桨叶的变距校。
当驾驶员进行总距操纵时(如图4.4匀,例如上提(下压)总距操纵轩2,操纵动作经滑筒、十字接头、不旋转环、旋转环及桨叶变距拉轩传至桨叶变距饺,使各片桨叶改变同样大小的安装角,从而达到增加(减小)旋翼拉力的目的。
当驾驶员移动驾驶轩1进行纵、横向操纵时,操纵动作分别由装在滑筒上的纵、横向操纵臂传至不旋转环上,便不旋转环连同旋转环一起向所需方向倾斜,从而使桨叶安装角发生周期性变化,造成旋翼空气动力的不对称,再使旋翼锥体(即旋翼拉力)向所需方向倾斜,以达到操纵直升机飞行的目的。
此外,当驾驶员进行航向操纵时,对于单旋翼带尾桨的直升机来说,脚蹬操纵动作通过尾桨操纵系统改变尾桨拉力大小,由此破坏了原来的航向平衡状态,达到改变航向的目的。
6.直升机的飞行性能
与普通固定翼飞机一样,随着时代和技术的发展,人们对直升机飞行性能的要求也日益提高。通常直升机有一些与普通固定翼飞机相似的飞行性能要求,例如:
最大平飞速度(Vmax)
最大巡航速度(Vcmax)及经济巡航速度(Vce)
使用升限(或动升限)(Hs)
最大爬升速度（Vymax）
航程（L）、活动半径，转场航程
续航时间或续航力(T）
除此之外,直升机有以下几项特有的飞行性能指标:
垂直爬升速度(Vyv)
悬停升限(或静升限)(Ht一其中又可分为无地效悬停升限和有效地,悬停升限。
例如英国的韦斯特兰30直升机,其最大巡航速度为222公里/小时,最大爬升速度为11米/
也秒,最大航程为956公里,垂直爬升速度为3米/秒,无地效悬停升限为274米,有地效悬停升限为610米。
