目前大多数直升机都是单旋翼结构，其中的绝大多数采用尾桨来平衡单旋翼产生的扭矩，尾桨装置虽经多年发展而日臻成熟，但因其原理局限，缺点也日渐突出，所以休斯提出了尾梁侧面吹气增大环量的方法，利用旋翼尾流的能量提供扭矩替代尾桨以解决这些问题，作者也提出过在尾梁上采用翼面的想法，本文将以部分篇幅验证其可行性。与固定翼飞机相比，直升机是一个稳定性更差的飞行器，也更难控制，为了改善稳定性和可操纵性、减轻飞行员的负担，后来实际使用中的直升机都装有增稳装置和自动驾驶仪等设备，本文尝试针对直升机一个飞行状态下的动力学模型设计增稳控制规律。 尾流反扭的可行性，将通过用动量法与叶素法结合求得一架样例直升机一个起飞重量时悬停状态下的旋翼拉力和扭矩配平条件来粗略衡量。结合特征值摄动理论和控制的目的，本文提出了新的使闭环极点具有一定鲁棒性的目标，并仍保留比鲁棒控制理论简单易用的优势。在完成静态反馈设计法后提出了使用同样计算路径的动态状态反馈控制器设计方法，并提出了利用优化算法得到针对这种目标的静、动态控制器的设计方法。 对悬停旋翼和其尾流的计算结果表明，尾梁翼面反扭方案是不现实的，包括已经成功采用休斯NOTAR方案的直升机其实也不是真的靠尾梁环量控制提供相当比例扭矩的。在分析计算结果后，提出了一些直升机设计方面的改进建议。新的鲁棒极点设计目标达到了一定目的，使用了根轨迹理论的一些概念，初步摆脱了选取极点时的盲目性。在讨论了多参数同时摄动下根轨迹理论的表现和执行器动态特性问题后，尝试用其为直升机设计增稳控制规律。动态的状态反馈控制器设计法只是从原理上具有更好的说服力，在实际设计中却因当前优化算法的局限无法达到预想的性能。 两个方面的结论分别是：在翼型低速升力特性提高到足够水平之前，对这类方案的努力都只能是徒劳的。依靠优化算法方面的进展，从新的鲁棒极点设计方法可以得到更抗参数摄动的控制器。