直升機主旋翼反扭力的示意圖
沒有一定的反扭力措施，直升機就要打轉轉 / 尾槳是抵消反扭力的最常見的方法。
直升機抵消反扭力的方案有很多，最常規的是採用尾槳。主旋翼順時針轉，對機身就產生逆時針方向的反扭力，尾槳就必須或推或拉，產生順時針方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。
抵消反扭力的主旋翼-尾槳佈局，也稱常規佈局，因為這最常見 / 典型的貝爾 407 的尾槳
主旋翼當然也可以順時針旋轉，順時針還是逆時針，兩者之間沒有優劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升機的主旋翼都是逆時針旋轉，法、俄、中、印、波蘭直升機都是順時針旋轉，英、德、意、日的直升機工業都是從美國引進許可證開始的，和美國採用相同的習慣可以理解，中、印、波蘭是從前蘇聯和法國引進許可證開始的，和法、俄的習慣相同也可以理解，但美國和俄羅斯為什麼從一開始選定不同的方向，法國為什麼不和選美國一樣的方向，而和俄羅斯一致，可能只是一個歷史的玩笑。
各國直升機主旋翼旋轉方向的比較
尾槳給直升機的設計帶來了很多麻煩。尾槳要是太大了，會打到地上，所以尾槳尺寸受到限制，要提供足夠的反扭力，就需要提高轉速，這樣，尾槳翼尖速度就大，尾槳的噪聲就很大。極端情況下，尾槳翼尖速度甚至可以超過音速，形成音爆。尾槳需要安裝在尾撐上，尾撐越長，尾槳的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撐的重量也越大。為了把動力傳遞到尾槳，尾撐內需要安裝一根長長的傳動軸，這又增加了重量和機械複雜性。尾槳是直升機飛行安全的最大挑戰，主旋翼失去動力，直升機還可以自旋著陸；但尾槳一旦失去動力，那直升機就要打轉轉，失去控制。在戰鬥中，直升機因為尾槳受損而墜毀的概率遠遠高於因為其他部位被擊中的情況。即使不算戰損情況，平時使用中，尾槳對地面人員的危險很大，一不小心，附近的人員和器材就會被打到。在居民區或林間空地懸停或起落時，尾槳很容易掛上建築物、電線、樹枝、飛舞物品。
尾槳可以是推式，也可以是拉式，一般認為以推式的效率為高。雖然不管推式還是拉式，氣流總是要流經尾撐，但在尾槳加速氣流前，低速氣流流經尾撐的動能損失較小。尾槳的旋轉方向可以順著主旋翼，也就是說，對於逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向前轉（或者說，從右面向直升機看，尾槳順時針旋轉），這樣尾槳對主旋翼的氣動干擾小，主旋翼的升力可以充分發揮。尾槳也可以逆著主旋翼的方向旋轉，也就是說，對於逆時針旋轉的主旋翼，尾槳向後轉（或者說，從右面向直升機看，尾槳逆時針旋轉），這樣尾槳和主旋翼之間形成一個互相干擾，主旋翼的升力受到損失，但尾槳的作用加強，所以可以縮小尺寸，或降低功率。兩者沒有絕對的優劣，設計得當時，一般選擇順著轉，只有設計不當、尾槳控制作用不夠時，才選擇逆著轉，像米-24
直升機那樣。
涵道尾槳（fenestron）將尾槳縮小，“隱藏”在尾撐端部的巨大開孔裡，相當於給尾槳安上一個罩子，這樣大大改善了安全性，不易打到周圍的物體。由於涵道尾槳的周邊是遮蔽的，尾槳翼尖附近的氣流情況大大簡化，翼尖速度較高也不至於大大增加噪聲。罩子的屏蔽也使前後方向上的噪聲大大減小。涵道尾槳的缺點是風扇的包圍結構帶來較大的重量，這個問題隨涵道尾槳直徑增加而急劇惡化，所以涵道尾槳難以用到大型直升機上。涵道尾槳只有法國直升機上採用，美國的下馬了的 Comanche 是法國之外少見的採用涵道尾槳的例子。
海豚直升機上的涵道尾槳 / 經典的採用涵道尾槳的 EC-120 直升機，中國參加合作製造
已經下馬的美國 RAH-66“科曼奇”直升機同樣採用涵道尾槳
另一個取代尾槳的方案是 NOTAR，NOTAR 是 No Tail Rotor（意為無尾槳）的簡稱，用噴氣引射和主旋翼下洗氣流的有利交互作用形成反扭力。主旋翼產生的下洗氣流從尾撐兩側流經尾撐，發動機產生的壓縮空氣通過尾撐一側的向下開槽噴出，促使這一側的下洗氣流向尾撐表面吸附並加速（即所謂射流效應或 Coanda 效應），形成尾撐兩側氣流的速度差，產生向一側的側推力，實現沒有尾槳的反扭力。尾撐頂端的直接噴氣控制提供更精細的方向控制，但不提供主要的反扭力，不是不可以，而是用射流效應可以用較少的噴氣就實現較大的反扭力。從這個原理推而廣之，如果把尾撐的截面做成機翼一樣，下洗氣流本身就可產生側推力，甚至可以在下側安裝類似襟翼的裝置以控制側推力，豈不更好？不知道為什麼，沒有人這樣做。NOTAR 的噪音比涵道風扇更低，安全性更好，在演示中，只要主旋翼不打到樹枝，直接把尾撐捅到樹叢裡也照樣安全飛行，但 NOTAR 同樣沒有用到大型直升機上的例子。NOTAR 只有麥道（現波音）直升機上使用，可能是專利的緣故。
NOTAR 的原理簡圖
採用 NOTAR 的MD600N直升機，不知道為什麼，MD直升機還是叫MD，不叫波音
反扭力的問題解決了，還有飛行控制的問題。前飛時，直升機不是不可以採用固定翼飛機一樣的氣動舵面控制偏航、俯仰、橫滾，但懸停的時候怎麼辦呢？這又回到反扭力問題上來了，有控制地打破反扭力的平衡，不就可以造成飛機向左右的偏轉嗎？對於常規的主旋翼-尾槳佈局，增加、減少尾槳的槳距（繞槳葉縱軸相對於槳葉迎風方向的偏轉角），就在不改變尾槳轉速的情況下，增加、減少尾槳的效果，達到使飛機偏轉的效果。由於動力裝置固有的慣性，增加扭力的速度總是不及降低扭力的速度，所以常規的單槳直升機向一側偏轉的速度通常快於向另一側偏轉的速度。
直升機旋翼水平旋轉可以實現垂直起落 / 直升機通過將旋翼前傾產生推力
旋翼水平旋轉時，自然產生向上的升力，這是直升機得以垂直起落和懸停的基本條件。旋翼向前傾斜，自然就在產生升力的同時，產生前行的推力。但是如何使旋翼前傾呢？將傳動軸或發動機向前傾斜是不現實的，機械上太複雜，可靠性也將一塌糊塗。那怎麼辦呢？採用所謂的旋轉斜板（swash plate），如下圖所示。
週期矩控制示意圖，注意上旋轉斜板和旋翼槳葉的連接，和下旋轉斜板受飛行員控制的可調角度
上旋轉斜板緊貼下旋轉斜板滑動（或在接觸面上安裝滾珠，減少摩擦阻力），其傾斜角度由下旋轉斜板決定。上旋轉斜板隨旋翼轉動，由於前低後高，連桿和支點的作用迫使旋翼上升下降，最後按斜板的角度旋轉，達到旋翼傾斜旋轉。下旋轉斜板不隨旋翼轉動，但傾斜角度可以由飛行員通過機械連桿或液壓作動筒控制，以控制旋翼的傾斜角度。下旋轉斜板不光可以前低後高，還可以左低右高，或向任意方向偏轉。這就是直升機旋翼可以向任意方向傾斜的道理。這個改變旋翼在每個旋轉週期內角度的控制稱週期距控制（cyclic control），用來控制行進方向。直升機的另一個主要的飛行控制為槳葉的槳距（pitch），用來控制升力，這稱為總距控制（collective control）。和固定翼飛機的飛行控制不同，直升機不靠氣動翼面實現飛行控制，而是靠這總矩控制和週期距控制 實現飛行控制。
旋翼傾斜，造成升力的作用力軸線傾斜，由於作用力軸線不再通過重心，造成扭轉力矩，使飛機向旋翼傾斜方向滾轉，直到作用力軸線重又通過重心，恢復平衡
週期距控制不僅用來控制行進方向，還用來控制滾轉姿態。正常飛行時，旋翼的升力軸線必定通過飛機的重心，不然飛機要發生滾轉。週期距控制使旋翼傾斜的同時，升力軸線同時傾斜，偏離直升機的重心，造成滾轉力矩。飛機發生滾轉之後，飛行員的控制逐漸回中（否則就一直滾轉下去了），重心位置移動，升力軸線重又通過重心，恢復平衡，儘管這時飛機可能是歪著或前傾、後仰的。事實上，為了在中速巡航時機身保持水平，以減小平飛阻力，直升機的重心通常都在旋翼圓心稍後的地方，這樣旋翼可以自然向前傾斜一定的角度，而機身依然保持水平。但為了達到最大速度，機身應該前傾，也就是壓低機頭，這樣好最大限度地發揮發動機功率，而不至於產生不必要的升力，本意要向前飛得快，結果速度沒有上去多少，反而越飛越高了。同樣道理，從空中急降時，用週期距控制使機頭高高仰起，旋翼後傾，既利用增加的機身迎風面積造成的阻力減速，又利用主旋翼向前的推力分量做反推力剎車，可以極快地減速、著陸，減少在敵人火力下的暴露時間。週期距控制也使直升機的側飛、倒飛成為可能，既強化了懸停中對側風的補償能力，又極大地增強了對常規固定翼飛機來說匪夷所思的非常規機動性能。
直升機異乎尋常的起落性能提供了無數可能性，也帶來無數的問題，其中一個就是翻滾問題。在側風中垂直著陸時，機身在週期距控制下向迎風方向傾斜以保持平衡，這和側風中騎自行車要歪著身子是一樣道理。在懸停過程中，機身橫滾的支點還是在重心，但一側機輪首先接地時，機輪就變成支點，這時如果控制不當，就會“別住腳”，向外側翻滾，造成事故。為了恢復水平，如果升力軸線在著地機輪的內側，應該降低總距（減油門），用重力使機身正確落地；如果升力軸線在著地機輪外側，那就應該增加總距（加油門），用升力來恢復水平姿態。用錯了，就會發生翻滾事故。沒有側風但是在起伏的艦船甲板上著陸，也有同樣的問題。反過來的問題是在斜坡上起飛。飛行員必須小心地尋找旋翼水平的姿態，先將一側機輪離地，機身達到水平狀態，再增加升力，使另一側機輪離地，達到升空。如果動作過急，在升力軸線還沒有垂直時就匆忙離地，即使後離地的機輪沒有拖地以造成不利滾動力矩，支點從後離地的機輪瞬時轉移到機身重心所造成的劇烈擺動，可能使飛機失控。由於側風和地面亂流的影響，旋翼水平還不一定就是正確的姿態，必須對側風和亂流進行補償，所以直升機在複雜條件下的起落需要相當的技巧。
（qinghangwang）
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