全称为抗扭螺旋桨。

直升机飞行时，旋翼旋转的反作用扭矩会使直升机向与旋翼旋转的相反方向转动，尾桨产生的拉力可抵消这种转动而实现航向稳定。改变尾桨拉力的大小，可以操纵航向。尾桨桨叶多为2～6片；桨盘直径最小约1米，最大可达6米以上。有少数直升机的尾奖安装在一个具有流线型的环形通道内，这种尾桨直径小，桨叶数多，称为涵道尾桨，与常用的尾桨相比，尺寸小，使用安全，但直升机在悬停和低速飞行时，其气动效率较低。

虽然尾桨与旋翼工作特点相似:都是由旋转产生空气动力，在直升机前匕时都处于周向气流不对称的斜流中工作;而且在外形上两者也类似，但它们的具体结构参数却有较大差别。首先，尾桨和旋翼的桨尖速度基本相同，大约都在180~240米/秒，但尾桨的直径却远小于旋翼直径，尾桨直径大约是旋翼的1/6~1/5，因而尾桨的转速远远大于旋翼的转速，单位质量产生的离心力也就要大得多，这样尾桨的锥度角要小于旋翼。锥度角小，使一阶谐波的哥氏力较小，所以由哥氏力引起的尾桨旋转面内的受力问题不像旋翼那么严重;其次，尾桨桨叶的弦展比远大于旋翼，外形上是短而宽的，所以尾桨在旋转面内的承弯能力相对地就比旋翼强。基于以上两个特点，为了简化桨毅构造，尾桨一般都不设摆振铰;最后，直升机航向操纵和平衡反扭矩只需增减尾桨推力或拉力，因此尾桨只有总距操纵而没有周期变距操纵。

典型构造型式

20世纪60年代以后多采用金属或复合材料的桨叶。实际应用的尾桨型式有“跷跷板”式、铰接式、万向接头式、无轴承式和涵道风扇式。轻型直升机上常用的双叶尾桨多为跷跷板式。双叶以上的尾桨以铰接式较多，结构与铰接式旋翼类似，不过一般不带垂直铰。个别直升机采用万向接头式尾桨。80年代有些直升机采用全复合材料无轴承式尾桨，结构与无轴承式旋翼类似。此外，少数直升机使用涵道风扇式尾桨，桨叶短而片数多，整个尾桨安装在流线型的环形通道内。这种型式的尾桨尺寸小，使用安全，但悬停及低速飞行时气动效率较低。少数单旋翼直升机不用尾桨，而用尾部侧向喷气或其他方法实现航向稳定和操纵功能。

重型直升机尾桨特点

对于常规的单旋翼带尾桨的重型直升机，因为发动机驱使旋翼的输出功率较大，从而导致产生的反扭矩非常大，所以重型直升机的尾桨需要产生相对较大的拉力或推力。统计典型的单旋翼带尾桨的重型直升机如图1所示，由图1可知重型直升机的尾桨具有如下特点:尾桨直径较大，可以达到旋翼直径的1/4;桨叶片数也相对较多，一般不少于4片。因此，重型直升机的尾桨一般采用多叶铰接式，不可能采用“跷跷板式”、涵道尾桨、无轴承式或其它构型。

与旋翼相比，尾桨一直以来都没有获得其应有的重视。由于尾桨和旋翼的诸多相似性，现阶段在进行尾桨设计时，大多情况下把尾桨看作是一个小“旋翼”，因而大部分的设计工作都是以参考旋翼为主，尤其是尾桨的动力学设计，从而导致针对尾桨的系统研究和工作远没有旋翼那么多，这一点可以从其相关研究文献资料比较少这一状况得出。如前所述，虽然尾桨工作原理与环境，甚至外形上与旋翼类似，但它决不等同于旋翼，在结构参数上是有其特点的。而且不仅在结构上，尾桨在其动力学设计方面，如气动环境和振动特性等是有其独特之处的。例如，尾桨的气流环境在某些时示状态会受到旋翼下洗流和发动机废气的较大影响，这就给尾桨气动力的计算带来了极大困难;另外，由于尾梁支持刚度的各向异性，当尾桨由于不平衡或不同锥而出现不平衡的离心力时，这个不平衡的力会引起尾梁支持系统的振动，从而反过来构成对尾桨的基础激振力，这会造成尾桨的动不稳定性。因此，应当针对尾桨做一定的系统研究，而不应当只是简单地把其视作简化和缩小了的旋翼。当然，直升机经过这几十年的发展，尾桨设计方面也已形成了一些设计准则或规范「创，但大多还是实验结果或经验性的东西，还没有形成一套完善的设计理论，部分还处在知其然而不知其所以然的状态。其中针对尾桨动力学设计方面的系统研究尤其缺乏，现有的一些研究都只是针对具体的工程问题，以及诸如尾桨失效和尾桨降噪等热点问题。国外理论研究状况虽然也大体如此，但他们已经成功研制了一些如前面所述型号的重型直升机，在实际工作中已积累了相当丰富的经验，可以在一定程度上弥补理论研究的不足，而国内的情况则是理论和经验都有所缺欠。

直升机的噪声源主要包括:旋翼噪声、尾桨噪声、发动机噪声、齿轮箱及传动机构噪声、机体气动噪声等。旋翼尾桨噪声可分为旋转噪声、宽带噪声和脉冲噪声。

旋转噪声是由作用在桨叶上的载荷以及桨叶厚度所引起的(一般把厚度噪声也归于旋转噪声之中)。当桨叶旋转时，给空气以作用力，力场随桨叶一起旋转。因此，当桨叶通过时，桨盘平面上任何固定点的空气都将受到一个周期变化力的作用，从而形成对周围空间的周期性压力扰动，产生噪声。桨叶厚度所引起的噪声，桨叶在旋转过程中首先将桨盘上的空气被挤向两侧，无法填回来，由此产生了空气体积的脉动，形成厚度噪声。旋转噪声是一种纯粹的周期性声压扰动，其频谱是由桨叶通过频率及各阶谐波频率上的离散线所组成，它是旋翼/}桨噪声低频部分的主要来源。

宽带噪声比旋转噪声频率高，主要是作用在桨叶上的力随机脉动所引起的.飞行中桨叶的来流是扰动的气流，这种扰动主要来自先行桨叶的尾流和大气紊流.扰动的来流在桨叶上引起升力和阻力随机波动，从而产生宽带噪声，随着来流紊流度的增加，载荷的波动加大，因而噪声更大.当随机涡从桨叶翼型的后缘脱落时，会形成频带较宽的后缘噪声。此外，翼型表面上的紊流附面层，以及紊流尾迹与后缘的干扰，会在翼型表面引起局部的压力起伏，也产生宽带噪声。宽带噪声的频率取决于桨叶与气流的相对速度，而旋转桨叶的周向速度是沿着桨叶展向连续变化的。因此，旋翼/}桨旋转所产生的宽带噪声呈明显的连续谱。

脉冲噪声是指出现在某些飞行条件下，由旋翼尾桨所产生的一种尖锐的、节拍与桨叶通过频率相同的拍击声或爆裂声，这种噪声是直升机特有的，它是一种周期的、脉冲的声压扰动。严重的脉冲噪声通常发生在下述两种不同的飞行条件下:一种是低功率下降飞行中由于桨涡干扰引起的脉冲噪声（lade-Vortex Interaction Noise，简称BVI噪声)；另一种是大速度飞行时前行桨叶叶尖区域进入跨音速，由于压缩性和厚度影响而引起的脉冲噪声。其中，BVI噪声是一种非常强的脉冲噪声，一旦出现就成为直升机的主要噪声。

桨涡干扰噪声是幅值很高的脉冲噪声，相对于孤立旋翼桨下的载荷噪声和厚度噪声，这种干扰噪声要突出得多。当BVI出现时，将引起桨叶剖面迎角大的改变，从而导致桨叶载荷的脉动。由于噪声对载荷随时间变化很敏感，因而BVI发生时会导致噪声水平明显的提高。因此，桨涡干扰噪声是旋翼尾桨噪声的重要组成部分。