现代战机执行任务时往往面临複杂多变的战场环境，提高飞机在这种情况下的存活能力一直是飞机研究的一个重要方面，其中提高飞机的机动性就显得非常重要，气动操纵面的综合利用和组合操作已经成为现代高机动作战飞机的发展趋势，採用这种设计思路将有助于减少系统冗余，增加控制系统余度，并减少了飞机的负担和成本，使飞机机动性的提高成为可能。目前，气动操纵面的综合利用和组合操作已成为现代高机动作战飞机的发展趋势。现代高机动性战机一方面由于滚转性能要求提高，强调在大錶速和小錶速下的机动格斗能力；另一方面由于机载设备和载油量的增加，对滚转速度和滚转加速度所产生的不利影响日益突出，使传统的副翼操作形式陷入困境。

现代高机动战机的操纵系统有如下的发展趋势：

1.高机动飞机己普遍採用了气动力操纵面的综合利用和组合操纵技术；

2.在高机动飞机上差动平尾正在取代副翼的地位,成为横向操纵最为常用形式；

3.近年来，气动力舵面的综合利用和组合操纵技术己融入了以数字电传技术为基础的主动控制技术,并且逐步向操纵面、推力、火控综合在一起的方向发展。即把所有可控制的部分综合在一起进行控制,以获得最佳效果。

採用副翼一差动平尾组合方案，原机无需增加多余的控制面，飞机原型结构变化不大,故而可减少飞机设计过程的工作量。同时对于某型飞机，若採用平尾差动形式进行改进,必将极大的提高滚转效率、增加飞机横向操纵机动性,这种设计效果正好能够弥补某型机在大錶速下副翼效率不足的缺陷。

副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。

飞行员向左压驾驶盘，左边副翼上偏，右边副翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘右副翼上偏，左副翼下偏，飞机向右滚转。

如果没有差动，盘舵时两侧副翼偏转角度一样。正常情况下没有关係，但大迎角下副翼上偏部分进入机翼的紊流区气动效应差，而该侧翼面的总面积无形中缩小，总阻力下降。同时下偏部分却起到了增加该侧机翼阻力的作用.在阻力矩的作用下飞机发生偏转而产生侧滑，又因为侧滑而产生滚转，但这个滚转与操作方向是相反的，因为正常情况下产生滚转的原因是两翼升力差而不是侧滑。这个时候飞行员就没有办法正常操控飞机了，会出现左盘舵却右滚转的逆操纵现象。所以使用副翼差动，让向下偏转时偏转角变小，阻力增加小，而上偏时偏转角变大，儘可能脱离紊流区，保证飞机飞行的正常。

偏转飞机副翼能产生滚转力矩，使飞机滚转。由于机翼的弹性，副翼产生的力矩作用在机翼上也会使机翼向与副翼偏转的相反方向变形扭转，改变机翼的攻角，从而在气动力的作用下产生一个与副翼产生的滚转力矩方向相反的力矩。

当飞行速度达到某一值时，操纵副翼产生的滚转力矩与机翼上气动力引起的弹性变形产生的力矩相互抵消，就会使副翼失效（即副翼效应为零），飞机无法操纵。这时的飞行速度称为反效速度。

当飞行速度继续提高，超过反效速度，操作副翼产生的滚转力矩将小于在气动力作用下因机翼变形而产生的反方向力矩。

此时副翼效应为负而起相反的作用。——这种情况就被称作“副翼反效”。

由于这个原因现在几乎所有大型飞机的副翼都是分内外两部分的，主要原因是飞机在高速飞行时避免过大的舵面效应造成操纵过量，所以高速飞行时只使用内侧副翼而在低速飞行时又要保证良好的机动性，所以在低速时两转（也就是飞机向右侧滚转），但由于翼展过大，使得外侧副翼所在的翼尖位置的机翼刚度太小，副翼所处位置在机翼后缘，高速时副翼向下偏转后升力点将大幅度后移，使得刚度很小的翼尖位置出现翼尖前缘向下而后缘向上的扭转现象，翼尖位置的攻角将变小甚至变为负攻角，此时在高速气流的作用下翼尖不但不能产生升力，反而成生一个向下的气动力，使得原本想要抬起的左机翼变为向下偏转（右机翼情况相反），造成飞机向与操作相反的的左侧滚转，这就叫做副翼反效。造成副翼反效的根本原因是翼展过大导致的翼尖部位刚度过小。所以大翼展飞机都设计有内外副翼，低速时气动力不大，不至于让机翼扭转，此时使用外侧副翼；高速时气动力较大，则使用内侧副翼。快副翼共同作用。假设左外侧副翼向下偏转，本来目的是想增加左机翼升力，是左机翼向上偏。

确定副翼差动偏度考虑了如下三个因素：

差动平尾使用时产生纵横向干扰的原因有两方面：一是单侧平尾舵面偏度饱和时发生系统硬体干扰 ，出现所 谓 “抢舵面”问题；另一是平尾效率非线性引起纵向和横向之间的气动力矩干扰间题，如横向操纵时引起纵向力矩变化，纵向操纵时引起横滚力矩的变化。当差动偏度不大时，矛盾不突 出，对操纵品质影响也不明显。但差动偏度选大后，“抢舵面”间题将不时在发生，操纵干扰问题变的难以接受。

平尾差动偏度越大，由于气动干扰引起的气动偏航力矩也越大，对滚转时的动态品质损害也越大，越需要采 用补偿措施，而且补偿所需舵面偏度和操纵功率也大。

差动偏度过大对组合横滚操纵系统的安全不利。

1985年9月，副翼一差动平尾组合横滚操纵系统。在瀋阳112厂接受第 一次感觉试飞考验。飞行员认为：组合操纵系统明显地改善横滚性能，无 明显的偏航运动，组合操纵系统与自动器无相互干扰。飞行员感觉试飞表明 ，气动力设计是成功的。

1987年在西安试飞中心对组合系统进行了正式的试飞测试。试飞验证结果表明本系统完全满足设计要求，滚 转性能的提高较预计的提高量要高很多，例 如，H =5km，M =0.7时滚转性能约提高了45%。这可能是由于差动平尾产生的有利偏航力矩对滚转性能的影响。但这次试飞时，由于飞机的滚转速度很大，试 飞员未能把桿压到头 。根据试飞记录来看，一般只压了一半副翼极限偏度，最大仅压 了11°。 因此最大滚转性能是由外插推出的，而不是直接飞出的 (考虑到横滚效率的非线性，在数据外插时有意选用了较低的值)，这是令人感 到遗憾的。

副翼一差动平尾机构是一次成功尝试，我们在种种的限制条件下，用最简单的方法 、最少的改装工作量和极 小的重量代价，得到了令人兴奋的效果，这些说明了舵面组合操纵和综合利用技术是一项有巨大潜力的先进术。我们把这项技术的研製经验介绍出来，希望并深信我国未来的高机动性飞机上将会广泛地採用这一先进技术。