概念背景
現代戰機執行任務時往往面臨複雜多變的戰場環境，提高飛機在這種情況下的存活能力一直是飛機研究的一個重要方面，其中提高飛機的機動性就顯得非常重要，氣動操縱面的綜合利用和組合操作已經成為現代高機動作戰飛機的發展趨勢，採用這種設計思路將有助於減少系統冗餘，增加控制系統余度，並減少了飛機的負擔和成本，使飛機機動性的提高成為可能。目前，氣動操縱面的綜合利用和組合操作已成為現代高機動作戰飛機的發展趨勢。現代高機動性戰機一方面由於滾轉性能要求提高，強調在大錶速和小錶速下的機動格鬥能力；另一方面由於機載設備和載油量的增加，對滾轉速度和滾轉加速度所產生的不利影響日益突出，使傳統的副翼操作形式陷入困境。
現代高機動戰機的操縱系統有如下的發展趨勢：
1.高機動飛機己普遍採用了氣動力操縱面的綜合利用和組合操縱技術；
2.在高機動飛機上差動平尾正在取代副翼的地位,成為橫向操縱最為常用形式；
3.近年來，氣動力舵面的綜合利用和組合操縱技術己融入了以數字電傳技術為基礎的主動控制技術,並且逐步向操縱面、推力、火控綜合在一起的方向發展。即把所有可控制的部分綜合在一起進行控制,以獲得最佳效果。
採用副翼一差動平尾組合方案，原機無需增加多餘的控制面，飛機原型結構變化不大,故而可減少飛機設計過程的工作量。同時對於某型飛機，若採用平尾差動形式進行改進,必將極大的提高滾轉效率、增加飛機橫向操縱機動性,這種設計效果正好能夠彌補某型機在大錶速下副翼效率不足的缺陷。
定義解釋
副翼
副翼的翼展一般約占整個機翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個機翼弦長的1/5到1/4左右。
飛行員向左壓駕駛盤，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機向左滾轉；反之，向右壓駕駛盤右副翼上偏，左副翼下偏，飛機向右滾轉。
差動
如果沒有差動，盤舵時兩側副翼偏轉角度一樣。正常情況下沒有關係，但大迎角下副翼上偏部分進入機翼的紊流區氣動效應差，而該側翼面的總面積無形中縮小，總阻力下降。同時下偏部分卻起到了增加該側機翼阻力的作用.在阻力矩的作用下飛機發生偏轉而產生側滑，又因為側滑而產生滾轉，但這個滾轉與操作方向是相反的，因為正常情況下產生滾轉的原因是兩翼升力差而不是側滑。這個時候飛行員就沒有辦法正常操控飛機了，會出現左盤舵卻右滾轉的逆操縱現象。所以使用副翼差動，讓向下偏轉時偏轉角變小，阻力增加小，而上偏時偏轉角變大，儘可能脫離紊流區，保證飛機飛行的正常。
副翼反效
偏轉飛機副翼能產生滾轉力矩，使飛機滾轉。由於機翼的彈性，副翼產生的力矩作用在機翼上也會使機翼向與副翼偏轉的相反方向變形扭轉，改變機翼的攻角，從而在氣動力的作用下產生一個與副翼產生的滾轉力矩方向相反的力矩。
當飛行速度達到某一值時，操縱副翼產生的滾轉力矩與機翼上氣動力引起的彈性變形產生的力矩相互抵消，就會使副翼失效（即副翼效應為零），飛機無法操縱。這時的飛行速度稱為反效速度。
當飛行速度繼續提高，超過反效速度，操作副翼產生的滾轉力矩將小於在氣動力作用下因機翼變形而產生的反方向力矩。
此時副翼效應為負而起相反的作用。——這種情況就被稱作“副翼反效”。
由於這個原因現在幾乎所有大型飛機的副翼都是分內外兩部分的，主要原因是飛機在高速飛行時避免過大的舵面效應造成操縱過量，所以高速飛行時只使用內側副翼而在低速飛行時又要保證良好的機動性，所以在低速時兩轉（也就是飛機向右側滾轉），但由於翼展過大，使得外側副翼所在的翼尖位置的機翼剛度太小，副翼所處位置在機翼後緣，高速時副翼向下偏轉後升力點將大幅度後移，使得剛度很小的翼尖位置出現翼尖前緣向下而後緣向上的扭轉現象，翼尖位置的攻角將變小甚至變為負攻角，此時在高速氣流的作用下翼尖不但不能產生升力，反而成生一個向下的氣動力，使得原本想要抬起的左機翼變為向下偏轉（右機翼情況相反），造成飛機向與操作相反的的左側滾轉，這就叫做副翼反效。造成副翼反效的根本原因是翼展過大導致的翼尖部位剛度過小。所以大翼展飛機都設計有內外副翼，低速時氣動力不大，不至於讓機翼扭轉，此時使用外側副翼；高速時氣動力較大，則使用內側副翼。快副翼共同作用。假設左外側副翼向下偏轉，本來目的是想增加左機翼升力，是左機翼向上偏。
確定使用偏度
確定副翼差動偏度考慮了如下三個因素：
操縱干擾問題
差動平尾使用時產生縱橫向干擾的原因有兩方面：一是單側平尾舵面偏度飽和時發生系統硬體干擾 ，出現所 謂 “搶舵面”問題；另一是平尾效率非線性引起縱向和橫向之間的氣動力矩干擾間題，如橫向操縱時引起縱向力矩變化，縱向操縱時引起橫滾力矩的變化。當差動偏度不大時，矛盾不突 出，對操縱品質影響也不明顯。但差動偏度選大後，“搶舵面”間題將不時在發生，操縱干擾問題變的難以接受。
偏航力矩影響
平尾差動偏度越大，由於氣動干擾引起的氣動偏航力矩也越大，對滾轉時的動態品質損害也越大，越需要采 用補償措施，而且補償所需舵面偏度和操縱功率也大。
差動偏度過大
差動偏度過大對組合橫滾操縱系統的安全不利。
套用實例
1985年9月，副翼一差動平尾組合橫滾操縱系統。在瀋陽112廠接受第 一次感覺試飛考驗。飛行員認為：組合操縱系統明顯地改善橫滾性能，無 明顯的偏航運動，組合操縱系統與自動器無相互干擾。飛行員感覺試飛表明 ，氣動力設計是成功的。
1987年在西安試飛中心對組合系統進行了正式的試飛測試。試飛驗證結果表明本系統完全滿足設計要求，滾 轉性能的提高較預計的提高量要高很多，例 如，H =5km，M =0.7時滾轉性能約提高了45%。這可能是由於差動平尾產生的有利偏航力矩對滾轉性能的影響。但這次試飛時，由於飛機的滾轉速度很大，試 飛員未能把桿壓到頭。根據試飛記錄來看，一般只壓了一半副翼極限偏度，最大僅壓 了11°。 因此最大滾轉性能是由外插推出的，而不是直接飛出的 (考慮到橫滾效率的非線性，在數據外插時有意選用了較低的值)，這是令人感 到遺憾的。
性能評價
副翼一差動平尾機構是一次成功嘗試，我們在種種的限制條件下，用最簡單的方法 、最少的改裝工作量和極 小的重量代價，得到了令人興奮的效果，這些說明了舵面組合操縱和綜合利用技術是一項有巨大潛力的先進術。我們把這項技術的研製經驗介紹出來，希望並深信我國未來的高機動性飛機上將會廣泛地採用這一先進技術。
