利用控制系統提高飛機性能的一種技術，又稱隨控佈局技術。在傳統的飛機設計方法中，控制系統的作用隻限於改善已確定飛機的操縱穩定特性。採用主動控制技術可以在飛機設計的初始階段考慮控制系統的作用，綜合選擇飛機最佳外形、降低飛機阻力、減輕飛機結構重量，從而大大提高飛機的飛行性能。這一點在傳統的設計方法中，單純依靠合理選擇飛機氣動外形、結構參數是難以達到的。主動控制技術在飛機上的應用開始於20世紀60年代。70年代通過一些飛機的改裝和驗證試飛，使這種技術得到瞭很大發展展，70年代後期開始陸續應用於各類飛機。主動控制技術在飛機上的主要應用有：放寬靜穩定性控制、陣風(突風)減緩和乘坐品質控制、機動載荷控制、結構振動控制和直接力控制等方面。
放寬靜穩定性控制 利用控制系統的增穩功能，放寬對飛機單純依靠氣動佈局提供的靜穩定性要求。常規飛機是靠水平尾翼使氣動中心保持在重心之後，以保證飛機有適當的靜穩定性。在靜穩定性放寬的情況下，氣動中心有可能在重心的前面。這時飛機的穩定性要求是通過放寬靜穩定性控制系統來滿足的。當外界幹擾氣流使飛機迎角增大時，全機產生的幹擾升力可能使飛機迎角進一步增大（圖1）。這時，放寬靜穩定性控制系統根據迎角傳感器、速率陀螺或加速度計得到的信號，按規定的控制規律驅動水平尾翼或升降舵，產生迎角向上的平尾升力，以形成穩定的恢復力矩，使飛機恢復原來的飛行姿態。采用放寬靜穩定性控制系統可以減小平尾面積，從而減輕尾翼結構重量和減小尾翼阻力，同時由於氣動中心與飛機重心比較靠近，也可以減小飛機平飛和機動飛行時的配平阻力。放寬靜穩定性控制系統一般采取電傳操縱系統型式。系統的失效意味著飛機的失控，通常要用復雜的餘度技術，以保證系統有很高的可靠性。
陣風減緩和乘坐品質控制 飛機在飛行中經常會受到陣風和大氣紊流幹擾，這種幹擾在低空飛行時尤為嚴重，會引起飛機顛簸，不僅影響飛機乘員的舒適程度（即乘坐品質），而且影響飛機對地面目標的瞄準和射擊。乘坐品質控制原理如圖2所示。飛機在陣風和大氣紊流中飛行時，由速率陀螺、迎角傳感器或加速度計等敏感元件測得幹擾響應信號，經處理後得到相應控制指令來偏轉機翼上的操縱面，使因陣風和紊流引起的機翼升力變化減小，從而改善飛機的陣風載荷和乘坐品質。在大型飛機上，由於結構剛度較小，大氣紊流引起的機體結構振動也會使飛機某些部位的乘坐品質變壞。往往需要在相應部位增設專門的操縱面來改善乘坐品質。
機動載荷控制 對小型殲擊機來說，機動載荷控制的主要目的是提高飛機的機動性。通過適當偏轉機翼上的各操縱面（如後緣襟翼、前緣襟翼），使機翼上的展向載荷（升力）分佈接近橢圓形，可減小機翼誘導阻力，因而在發動機推力一定的條件下以增加飛機剩餘推力來提高飛機的機動性。大型飛機在機動飛行時，機翼上的載荷會達到強度允許的極限。如能減小機動飛行中機翼根部的彎矩，就可以減輕機翼結構重量。這時，機動載荷控制的作用是在不影響飛機承受過載的能力條件（即升力不變）下，使半翼上升力分佈中心向翼根靠近（圖3），從而減小機翼根部所受的彎矩，起到減輕機翼重量的作用。
結構振動控制 飛機機體(機翼、機身、尾翼等)結構在飛行中受到各種振源激勵可能產生振動，例如翼面從氣流中吸收能量，在氣動力、彈性力和慣性力的耦合作用下產生一種不穩定的自激振動──顫振。為瞭防止顫振和其他共振破壞機體結構，同時為瞭延長結構的疲勞壽命，使結構振動時的應力保持在較低的水平上，需要對結構的振動加以控制。采取增加結構剛度、改變質量分佈（加配重）等傳統方法解決振動問題，會使飛機重量增加。結構振動控制系統可以在不增加飛機結構重量的條件下控制結構振動。系統由安裝在機翼上特定部位的加速度計感受振動信號，經過處理之後，按一定規律驅動機翼後緣操縱面，所產生的阻尼氣動力能起抑制振動的作用（圖4）。
直接力控制 分為直接升力控制和直接側力控制。前者在飛機上裝有水平前翼（鴨翼），協調操縱水平前翼和平尾（在無平尾佈局中為襟副翼），可在不改變飛機姿態（迎角）條件下增加或減小升力，從而改變飛機的垂直航跡；後者通常在機頭下部裝有可操縱的垂直前翼，通過協調操縱垂直前翼和方向舵，產生側向力，從而改變水平航跡；也可以通過協調偏轉各操縱面，使作用在飛機上的升力和側力不變，而隻改變氣動力矩，使飛機在航跡不變條件下改變姿態。直接力控制可以對飛機6個自由度進行獨立操縱，改善作戰飛機的機動性，提高空中格鬥和對地攻擊的能力。在大型飛機上可以利用直接力控制來精確修正著陸航跡，以提高著陸的安全性。