[拼音]：zhudong kongzhi jishu
[外文]：active control technology
利用控制系统提高飞机性能的一种技术，又称随控布局技术。在传统的飞机设计方法中，控制系统的作用只限于改善已确定飞机的操纵稳定特性。采用主动控制技术可以在飞机设计的初始阶段考虑控制系统的作用，综合选择飞机最佳外形、降低飞机阻力、减轻飞机结构重量，从而大大提高飞机的飞行性能。这一点在传统的设计方法中，单纯依靠合理选择飞机气动外形、结构参数是难以达到的。主动控制技术在飞机上的应用开始于20世纪60年代。70年代通过一些飞机的改装和验证试飞，使这种技术得到了很大发展，70年代后期开始陆续应用于各类飞机。主动控制技术在飞机上的主要应用有：放宽静稳定性控制、阵风(突风)减缓和乘坐品质控制、机动载荷控制、结构振动控制和直接力控制等方面。
放宽静稳定性控制利用控制系统的增稳功能，放宽对飞机单纯依靠气动布局提供的静稳定性要求。常规飞机是靠水平尾翼使气动中心保持在重心之后，以保证飞机有适当的静稳定性。在静稳定性放宽的情况下，气动中心有可能在重心的前面。这时飞机的稳定性要求是通过放宽静稳定性控制系统来满足的。当外界干扰气流使飞机迎角增大时，全机产生的干扰升力可能使飞机迎角进一步增大（图1）。这时，放宽静稳定性控制系统根据迎角传感器、速率陀螺或加速度计得到的信号，按规定的控制规律驱动水平尾翼或升降舵，产生迎角向上的平尾升力，以形成稳定的恢复力矩，使飞机恢复原来的飞行姿态。采用放宽静稳定性控制系统可以减小平尾面积，从而减轻尾翼结构重量和减小尾翼阻力，同时由于气动中心与飞机重心比较靠近，也可以减小飞机平飞和机动飞行时的配平阻力。放宽静稳定性控制系统一般采取电传操纵系统型式。系统的失效意味着飞机的失控，通常要用复杂的余度技术，以保证系统有很高的可靠性。
阵风减缓和乘坐品质控制飞机在飞行中经常会受到阵风和大气紊流干扰，这种干扰在低空飞行时尤为严重，会引起飞机颠簸，不仅影响飞机乘员的舒适程度（即乘坐品质），而且影响飞机对地面目标的瞄准和射击。乘坐品质控制原理如图2所示。飞机在阵风和大气紊流中飞行时，由速率陀螺、迎角传感器或加速度计等敏感元件测得干扰响应信号，经处理后得到相应控制指令来偏转机翼上的操纵面，使因阵风和紊流引起的机翼升力变化减小，从而改善飞机的阵风载荷和乘坐品质。在大型飞机上，由于结构刚度较小，大气紊流引起的机体结构振动也会使飞机某些部位的乘坐品质变坏。往往需要在相应部位增设专门的操纵面来改善乘坐品质。
机动载荷控制对小型歼击机来说，机动载荷控制的主要目的是提高飞机的机动性。通过适当偏转机翼上的各操纵面（如后缘襟翼、前缘襟翼），使机翼上的展向载荷（升力）分布接近椭圆形，可减小机翼诱导阻力，因而在发动机推力一定的条件下以增加飞机剩余推力来提高飞机的机动性。大型飞机在机动飞行时，机翼上的载荷会达到强度允许的极限。如能减小机动飞行中机翼根部的弯矩，就可以减轻机翼结构重量。这时，机动载荷控制的作用是在不影响飞机承受过载的能力条件（即升力不变）下，使半翼上升力分布中心向翼根靠近（图3），从而减小机翼根部所受的弯矩，起到减轻机翼重量的作用。
结构振动控制飞机机体(机翼、机身、尾翼等)结构在飞行中受到各种振源激励可能产生振动，例如翼面从气流中吸收能量，在气动力、弹性力和惯性力的耦合作用下产生一种不稳定的自激振动──颤振。为了防止颤振和其他共振破坏机体结构，同时为了延长结构的疲劳寿命，使结构振动时的应力保持在较低的水平上，需要对结构的振动加以控制。采取增加结构刚度、改变质量分布（加配重）等传统方法解决振动问题，会使飞机重量增加。结构振动控制系统可以在不增加飞机结构重量的条件下控制结构振动。系统由安装在机翼上特定部位的加速度计感受振动信号，经过处理之后，按一定规律驱动机翼后缘操纵面，所产生的阻尼气动力能起抑制振动的作用（图4）。
直接力控制分为直接升力控制和直接侧力控制。前者在飞机上装有水平前翼（鸭翼），协调操纵水平前翼和平尾（在无平尾布局中为襟副翼），可在不改变飞机姿态（迎角）条件下增加或减小升力，从而改变飞机的垂直航迹；后者通常在机头下部装有可操纵的垂直前翼，通过协调操纵垂直前翼和方向舵，产生侧向力，从而改变水平航迹；也可以通过协调偏转各操纵面，使作用在飞机上的升力和侧力不变，而只改变气动力矩，使飞机在航迹不变条件下改变姿态。直接力控制可以对飞机6个自由度进行独立操纵，改善作战飞机的机动性，提高空中格斗和对地攻击的能力。在大型飞机上可以利用直接力控制来精确修正着陆航迹，以提高着陆的安全性。
