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:

缺少合适的旋翼测试系统。通常，除要求该系统能在旋转旋翼环境下以足够高的测试精度实现全部测试功能外，还应根据旋转旋翼与不旋转机身之间可能提供的界面状态选择(或研制)不同型式的旋翼测试系统。目前，国内缺乏现成的可供选用的旋翼测试系统。小应变范围的飞行测试技术。直升机变距拉杆是典型的弹性或非弹性屈曲破坏柱的稳定性理论设计:强度(刚度)大，载荷小。一般定常飞行时的轴向应变不超过 100me，测试数据的分散性大，很难准确测试。直升机变距拉杆轴向力由振动分量和稳定分量两部分组成:稳定分量约为振动分量的 1/3 左右，更小的稳定分量就更加难以测试了。大机动飞行时的较高应变范围的试飞:直升机变距拉杆轴向力并非都是小应变范围的飞行测试。在直升机(特别是武装型)飞行谱中，有不足 5%的大机动飞行是造成结构疲劳损伤的严重振动载荷状态，例如 UH-60在 UTTAS拉起时的变距拉杆轴向力振动分量约等于最大稳定平飞时的 3.5 倍，通常飞行情况下的小应变范围和大机动飞行时的较高应变范围给飞行测试设备的配置带来了一定的困难，大机动飞行给国内直升机试飞员提出了试飞新课题。

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。