铰链力矩

铰链力矩与速压成正比例。飞行过程中，随着飞行器飞行状态的变化，铰链力矩将在比较大的范围内发生变化，影响伺服机构的动态性能。

铰链力矩的极性与舵面气动力压力中心的位置有关。如果舵面的压力中心位于舵轴的前方，则铰链力矩的方向将与主动力矩的方向相同，从而引起反操纵现象。如果舵面转轴离舵面压力中心比较近，当压心发生变化时，舵就有可能成为静不稳定的，以致出现反操纵现象。当飞行器处于亚音速和超音速的不同飞行状态时，压力中心就会发生明显的变化。因此在确定舵机的控制力矩时，必须留有足够的余量。在设计时，应尽量克服反操纵，使系统具有结构稳定性。

直升机变距拉杆轴向力是旋翼(含尾桨)桨叶铰链力矩的支反力，是旋翼操纵系统载荷和机身振动的来源之一。直升机变距拉杆轴向力的试飞研究是检验其理论预估，获得其准确测试值的有效途径，是建立和发展直升机先进旋翼系统的重要课题，对发展国内直升机旋翼试飞研究具有十分重要的意义。由于历史的原因，国内直升机强度试飞一直处于测试手段短缺，专业基础薄弱的状态。目前，要进行本项目试飞研究，主要存在以下技术难点:

早在七十年代就开始了理论预估工作，有了飞行测试的需求。由于飞行测试条件的限制等原因，未能得出有效飞行测试结果，所进行的理论分析也未能得到试飞的验证。八十年代末，国内采用[美]WDC(无线电数据耦合)系统进行了 Z8 尾桨变距拉杆轴向应变飞行测试的试飞，解决了 Z8 尾桨条件下的方位测试问题，给出了有方位标记的有关应力-时间历程曲线，提供了稳定平飞状态下的 Z8 尾桨变距拉杆轴向力 P 的换算值。1998 年国内采用自行研制的固态采集记录型 GSC4-SG-1 直升机旋翼测试系统，在Z11 旋翼的特定条件下实现了Z11 变距拉杆轴向力的试飞研究，获得了部分典型稳态飞行和机动飞行状态下的 Z11 变距拉杆轴向力的有效飞行测试值，并就其稳定分量测试问题，做了较为深入的分析，最后得到系统漂移显著影响稳定分量测试值的重要结论。

变距拉杆是旋翼系统自动倾斜器的主要部件，其功能主要是传递旋翼的铰链力矩，传递驾驶员的工作指令。某主桨变距拉杆为左右内螺纹收口形式，两端与带柄轴承相连接，是当代直升机旋翼系统主桨变距拉杆中普遍采用的一种结构形式，如由"海豚2"发展起来的ECl55、BK117、中法合作研制的ECl75等等都采用此种结构的变距拉杆。与以往传统机型纯粹用六角棒材机加而成(如ECl20、"海豚"SA365N)，或用圆管扩口后加装端套(如"超黄蜂"、NH90、欧直公司Ec225)的变距拉杆相比较，收口拉杆具有强度高、重量轻、维护性好等特点。收口变距拉杆已成为直升机旋翼自动倾斜器构型中的发展主流之一。

作为旋翼系统自动倾斜器的主要部件之一，主桨变距拉杆是旋翼系统的关键动部件，主要承受交变载荷。某主桨变距拉杆设计目标值为3000飞行小时。