首先，我們來看機翼升力的計算公式
升力=（氣流密度×速度的平方×機翼面積×升力係數）/2 = 動壓×機翼面積×升力係數
即：L=1/2"ρ"V²"S"Cl=q"S"Cl
從中可以看出，升力是隨著速度而改變的，也就是說上下表面壓差不是恆定的。
想讓飛機平飛，需要使升力跟重力相等，在這個前提下，相當於在升力公式中將L變成常數了，速度V變大時，需要升力係數Cl變小，才能保持升力L不變；反之，當速度V變小時，需要增大升力係數Cl。
也就是說升力公式中很重要的一個引數——升力係數Cl，不是恆定的，升力係數在一定範圍內是隨著機翼迎角的增大而增大的。另外一般來說機翼越平升力係數越小，機翼越彎升力係數越大。
所以，要改變升力係數，可以透過改變飛機迎角，或者改變機翼彎度來實現。低速下一般用改變彎度的辦法，即放下襟翼（副翼是用來控制滾裝的，左右副翼差動偏轉，一個上偏一個下偏，使左右機翼升力不一致，從而實現飛機傾斜和滾轉。襟翼是向下偏的，左右襟翼同步下偏，改變機翼彎度。有的飛機把襟翼和副翼合為一體，稱為襟副翼）
說的有點亂，有耐心就繼續看吧。
起飛、降落時，速度較低，為了保證升力，一般採用將襟翼放下的方法改變機翼彎度，增大升力係數，在低速下獲得足夠的升力。同時，也採用增大迎角的辦法，所以飛機起降時，機頭都是上仰的。
起飛之後，在空中平飛時，由於速度很大，襟翼必須收起，否則強大的氣流作用力會把襟翼打壞，而且，在高速下，放下的襟翼也會產生巨大的阻力。所以襟翼是必須收起來的。
收起襟翼之後，基本上就靠改變迎角來維持在不同速度下的平飛了。
升力係數在一定範圍內是隨著機翼迎角的增大而增大的。但是當迎角增大到一定角度之後，升力係數反而會急劇下降，導致升力下降，這就是所謂的失速。失速是很危險的，升力不足時飛機就掉高度了，搞不好就是機毀人亡。所以飛機有個最大失速迎角。（PS.迎角——機翼與前方氣流的夾角，而非機身與地面的夾角。前方氣流跟機身可不一定是平行的哦！）
好了，有了上面的鋪墊，回答直升機的問題就方便多了。
“它其實是靠改變旋翼葉片與旋翼所在平面的角度來提高和降低升力的”——可以理解為改變了葉片（其實就是轉動的機翼）的迎角。在轉速不變時，葉片（機翼）的速度V不變，迎角增大（減小），升力係數Cl最大（減小），升力L也就增大（減小）了。
“難道是調節角度後而因旋轉對機身產生的反作用力不變？在調節尾翼螺旋槳上平衡這個反作用力上簡單？”
“再一個就是再調節這個角度上升下降過程中尾翼需要調節麼？（即反作用力發生變化麼？）”
——是滴，轉速不變的話，旋轉對機身產生的反作用扭矩也不變，這樣就不用調節（或許是儘量不需要調節吧）尾翼了。所以操作就簡單多了。
直升機航向的控制，具體的構造和原來不是三言兩語能說明的，必須配圖。現在只能將就了，總之，就是有一套機構，使得葉片在轉動過程中不斷改變傾角，從而使總的升力在某一方向有分力。比如說前傾時，所有葉片在向前轉的過程中傾角變小，轉到前方時傾角（可看做是迎角）變到最低，向後轉的過程中傾角變大，轉到後方時傾角（可看做是迎角）變到最大。這樣的結果，就是前方的葉片升力低於後方葉片的升力，總的結果就是升力在前方有一個分力，推動直升機前飛。其他方向的控制也是一樣的道理。
首先，我們來看機翼升力的計算公式
升力=（氣流密度×速度的平方×機翼面積×升力係數）/2 = 動壓×機翼面積×升力係數
即：L=1/2"ρ"V²"S"Cl=q"S"Cl
從中可以看出，升力是隨著速度而改變的，也就是說上下表面壓差不是恆定的。
想讓飛機平飛，需要使升力跟重力相等，在這個前提下，相當於在升力公式中將L變成常數了，速度V變大時，需要升力係數Cl變小，才能保持升力L不變；反之，當速度V變小時，需要增大升力係數Cl。
也就是說升力公式中很重要的一個引數——升力係數Cl，不是恆定的，升力係數在一定範圍內是隨著機翼迎角的增大而增大的。另外一般來說機翼越平升力係數越小，機翼越彎升力係數越大。
所以，要改變升力係數，可以透過改變飛機迎角，或者改變機翼彎度來實現。低速下一般用改變彎度的辦法，即放下襟翼（副翼是用來控制滾裝的，左右副翼差動偏轉，一個上偏一個下偏，使左右機翼升力不一致，從而實現飛機傾斜和滾轉。襟翼是向下偏的，左右襟翼同步下偏，改變機翼彎度。有的飛機把襟翼和副翼合為一體，稱為襟副翼）
說的有點亂，有耐心就繼續看吧。
起飛、降落時，速度較低，為了保證升力，一般採用將襟翼放下的方法改變機翼彎度，增大升力係數，在低速下獲得足夠的升力。同時，也採用增大迎角的辦法，所以飛機起降時，機頭都是上仰的。
起飛之後，在空中平飛時，由於速度很大，襟翼必須收起，否則強大的氣流作用力會把襟翼打壞，而且，在高速下，放下的襟翼也會產生巨大的阻力。所以襟翼是必須收起來的。
收起襟翼之後，基本上就靠改變迎角來維持在不同速度下的平飛了。
升力係數在一定範圍內是隨著機翼迎角的增大而增大的。但是當迎角增大到一定角度之後，升力係數反而會急劇下降，導致升力下降，這就是所謂的失速。失速是很危險的，升力不足時飛機就掉高度了，搞不好就是機毀人亡。所以飛機有個最大失速迎角。（PS.迎角——機翼與前方氣流的夾角，而非機身與地面的夾角。前方氣流跟機身可不一定是平行的哦！）
好了，有了上面的鋪墊，回答直升機的問題就方便多了。
“它其實是靠改變旋翼葉片與旋翼所在平面的角度來提高和降低升力的”——可以理解為改變了葉片（其實就是轉動的機翼）的迎角。在轉速不變時，葉片（機翼）的速度V不變，迎角增大（減小），升力係數Cl最大（減小），升力L也就增大（減小）了。
“難道是調節角度後而因旋轉對機身產生的反作用力不變？在調節尾翼螺旋槳上平衡這個反作用力上簡單？”
“再一個就是再調節這個角度上升下降過程中尾翼需要調節麼？（即反作用力發生變化麼？）”
——是滴，轉速不變的話，旋轉對機身產生的反作用扭矩也不變，這樣就不用調節（或許是儘量不需要調節吧）尾翼了。所以操作就簡單多了。
直升機航向的控制，具體的構造和原來不是三言兩語能說明的，必須配圖。現在只能將就了，總之，就是有一套機構，使得葉片在轉動過程中不斷改變傾角，從而使總的升力在某一方向有分力。比如說前傾時，所有葉片在向前轉的過程中傾角變小，轉到前方時傾角（可看做是迎角）變到最低，向後轉的過程中傾角變大，轉到後方時傾角（可看做是迎角）變到最大。這樣的結果，就是前方的葉片升力低於後方葉片的升力，總的結果就是升力在前方有一個分力，推動直升機前飛。其他方向的控制也是一樣的道理。