主动控制技术：成就“眼镜蛇”动作
俄罗斯的勇士飞行表演队的超级“眼镜蛇”动作使苏-27战机闻名遐迩、风靡世界，人们为战机优异的机动敏捷性叹服。战斗机的敏捷性之所以大大提高，是因为现代战斗机在设计上可操纵的翼面大大增加，许多战斗机有11个以上，这使得战斗机的敏捷性大为提高。但同时，有人就纳闷了，飞机这么多翼面，飞行员是怎么操作的呢？飞行员也太“辛苦”了吧！殊不知，飞行员在机舱里是相当的“舒适”和“安逸”的，因为他们有主动控制技术做后盾。
什么是主动控制技术呢？主动控制技术（ACT），就是在飞机总体设计阶段主动地将自动控制系统与气动力布局、结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。具有这种技术的飞机装有各种飞行状态传感器、计算机、自动控制系统。在飞行过程中机载计算机可根据飞行员的意图、飞机的姿态、周围的气流条件，及时发出指令信号，主动控制各种操纵面，使操纵面上的气动力按需要变化，以提高飞机的机动性。
从设计技术角度讲，主动控制设计技术与基本设计技术的区别在于，基本设计技术是根据任务的要求，以气动力、结构和动力装置三大基本因素来确定飞机布局的，只有当飞机不能完全满足设计要求，这时才采用自动控制系统加以改善，也就是说，主动控制系统是后来加到飞机上的，对飞机的结构没有直接影响。而主动控制技术则把主动控制系统提到和上述三个因素（气动力、结构和动力装置）并驾齐驱的地位，也就是在飞机布局设计之初就把控制技术与基本的三大技术同时考虑，因而使设计者可以利用飞行控制技术明显地提高飞行器的性能。
采用主动控制技术对自动控制系统的可靠性要求很高，一旦电子设备出了故障，飞机就很容易出事故。主动控制内容主要包括放宽静稳定性、直接力控制、机动载荷控制、乘坐品质控制等项。
苏-27战斗机“眼镜蛇”动作全过程
放宽静稳定性是飞机上的专用名词，就是为保证飞机飞行中有足够的稳定性。在常规飞机的设计中，必须使飞机的焦点位于飞机重心后面一定距离，这样，当飞机受到扰动时，飞机本身就会产生恢复力矩（稳定力矩），使飞机趋于恢复原来的姿态，而不需飞行员去操纵。不过，对稳定性的追求往往要牺牲飞机的操纵性。若纵向稳定性太大则操纵费力，飞机不灵敏，机动性也差；若稳定性太小，飞机又过于灵敏，不容易控制杆位移量。如果在设计飞机时，使飞机在亚音速飞行中稳定裕量适中的话，那么飞机在超音速飞行中的稳定裕量就会显得过大（因为飞机从亚音速增速到超音速的过程中，飞机的焦点会急剧后移），以致影响飞机的机动性。而且由于飞机焦点后移量大，其升力形成的下俯力矩就大，为了达到平衡，在平尾上就需要产生一个较大的向下的配平升力，由于平尾偏转角度有限，只有增加平尾面积才行，这又会导致飞机重量和配平阻力的增加。如果放宽了飞机的静稳定性，就不会出现这样的问题。因为这种飞机在亚音速飞行中，飞机的焦点位于飞机重心之前，从而加大了飞机的不稳定性，在亚音速飞行中，飞机的焦点与飞机重心相距很近，处于接近稳定状态，即中立稳定状态；而在超音速飞行中，飞机焦点虽然移至飞机重心后面，但两者距离不会太大，即可将稳定裕量大大降低，从而显著改善飞机的机动性能。那么，又如何保证飞机的稳定性呢？这就要求飞机装有优良而可靠的自动控制系统，由它来保证飞机的稳定性。这就是放宽静稳定性的概念。开始采用纵向稳定性放宽技术之后，不论飞机纵向是稳定的，是中立稳定的，还是不稳定的，飞行员都可按纵向稳定的情况进行操纵，因为升降舵（或平尾）是由计算机和电传操纵机构根据传感器所感受到的飞行状态参数，按预定程序，自动进行控制的。所以飞机的操纵性和机动性可得到明显改善。
由于采用放宽静稳定性技术的飞机，焦点在重心之前，其升力产生的是上仰力矩，因此，在平尾上必须产生一个向上的配平升力来实现力矩平衡。这就意味着，在其他条件不变的情况下，飞机可获得较大的升力。当飞机处于超音速飞行时，尽管飞机的焦点后移到重心之后，但由于离重心的距离小，因此，升力产生的下俯力矩并不大，在平尾上只需产生不大的向下配平升力就可实现力矩平衡，这样平尾面积就可大大减小。
对于常规飞机来说，操纵面（升降舵、方向舵和副翼）偏转的直接效果主要是产生操纵力矩（俯仰、方向和滚转力矩）来改变飞机的姿态，从而产生迎角、侧滑角和滚转角的变化，以产生足够的气动力的变化，来改变飞机的飞行轨迹。所以飞行员在做出操纵动作以后，飞机航迹不会马上改变，有明显的滞后作用。而采用直接力控制，可在不改变飞机姿态的条件下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动，从而达到精确控制飞行轨迹和增强机动能力的目的。直接力控制包括直接升力和直接侧力两种控制。采用直接力控制，可以大大改善飞机的操纵性，为实现飞机的精确操纵开辟了新途径，为创造新的空战战术提供了条件。
常规飞机的机动飞行能力受失速迎角的限制，有的机型在大迎角下，还可能产生翼尖失速，甚至会危及飞行安全。装有机动载荷控制系统的飞机，根据飞机过载的大小或根据过载指令的大小，控制系统会自动地偏转机翼上的气动力操纵面，调整沿机翼展向或弦向的气动载荷分布，从而达到改善机翼承载状况和增强飞机机动性的目的。例如，采用机动载荷控制技术的F-4飞机与常规F-4飞机相比，当转弯30秒钟，前者已转过180°而后者只转过135°。
按常规设计的高速飞机，飞行中若遇到周期性阵风时，机身会发生弹性振动，乘员会感到不舒服，从而影响飞行员的操纵，这就是所谓乘坐品质问题。所以对飞机乘感控制的首要任务是抑制弹性振动。最初抑制弹性振动的常规办法是增加机体的结构刚度，这样就会带来机体结构重量的增加。乘坐品质控制的控制原理是，把测量机身弹性振动加速度的加速度计所感受到的信号输入机载计算机，经过解算后，再控制舵机协调偏转抑振力操纵面，以达到抑制机身弹性振动的目的，从而改善乘员的乘坐舒适度。轰炸机和战斗机，要求改善乘员乘坐座位处的舒适度，而一般民用客机则要求改善整个机身的舒适性。这种控制，对军用飞机而言，因减轻了乘员长时间飞行的疲劳，从而可改善和提高执行任务的效果。例如，美国在B-1战略轰炸机上采用了这种系统，就大大改善了长时间执行低空任务飞行员的乘坐舒适性。