主要包括：
穩定性控制
按傳統辦法，飛機是靠平尾使其焦點位於質心之後以獲得靜穩定性，往往為此要付出增大平尾、加長機身、增加重量的代價，而且超音速飛行時焦點過於靠後，機動性也差。此項控制，是將飛機設計成僅超音速飛行時為靜穩定的，亞音速飛行時由控制系統根據干擾訊號驅動平尾，產生恢復力矩，提供人工穩定。
載荷控制
按傳統辦法，轟炸機也按機動過載設計，致使長時間的巡航飛行中機翼抗彎強度有富餘。現將機翼承載能力按巡航要求設計，機動飛行時，透過控制系統驅動有關操縱面，使機翼升力分佈中心向翼根移動，保證淨增升力滿足需要，翼根彎矩又不致增大，從而減輕結構重量，提高巡航經濟性。殲擊機仍按機動過載設計，但機動飛行時，控制機翼升力沿展向按橢圓形規律分佈，來減小誘導阻力和延緩氣流分離，以此增大單位剩餘功率和抖振升力係數，提高機動性。
抑制控制
防止機翼、 尾翼顫振， 傳統辦法是加厚蒙皮和增設配重。現改為在機翼、尾翼上安裝加速度計感受振動訊號，以此驅動有關操縱面按一定規律偏轉，產生阻尼氣動力來抑制顫振，因而減輕了結構的重量。
陣風或大氣紊流使飛機產生顛簸，增加結構疲勞，降低 乘坐品質，影響武器投射精度。此項控制，是在飛機適當部位安裝加速度計來測得干擾訊號，以此控制相應的操縱面偏轉，增加狀態阻尼，使因陣風或大氣紊流引起的機翼升力變化減小。
直接力控制
按傳統辦法飛機重心沿立軸、橫軸的運動，是依靠力矩操縱來改變力間接控制的，即為姿態運動和軌跡運動的耦合。採用直接力控制的飛機上,透過增設水平前翼、垂直前翼,利用控制系統使它們與水平尾翼、方向舵協調偏轉，可產生純升力、純側力，從而解除上述耦合現象，減小操縱反應的時間滯後，提高了飛機的機動性和武器投射的命中率。
主動控制技術除上述幾項外，還應用到綜合飛行/推力控制、綜合火力與飛行控制系統等方面。
主要包括：
穩定性控制
按傳統辦法，飛機是靠平尾使其焦點位於質心之後以獲得靜穩定性，往往為此要付出增大平尾、加長機身、增加重量的代價，而且超音速飛行時焦點過於靠後，機動性也差。此項控制，是將飛機設計成僅超音速飛行時為靜穩定的，亞音速飛行時由控制系統根據干擾訊號驅動平尾，產生恢復力矩，提供人工穩定。
載荷控制
按傳統辦法，轟炸機也按機動過載設計，致使長時間的巡航飛行中機翼抗彎強度有富餘。現將機翼承載能力按巡航要求設計，機動飛行時，透過控制系統驅動有關操縱面，使機翼升力分佈中心向翼根移動，保證淨增升力滿足需要，翼根彎矩又不致增大，從而減輕結構重量，提高巡航經濟性。殲擊機仍按機動過載設計，但機動飛行時，控制機翼升力沿展向按橢圓形規律分佈，來減小誘導阻力和延緩氣流分離，以此增大單位剩餘功率和抖振升力係數，提高機動性。
抑制控制
防止機翼、 尾翼顫振， 傳統辦法是加厚蒙皮和增設配重。現改為在機翼、尾翼上安裝加速度計感受振動訊號，以此驅動有關操縱面按一定規律偏轉，產生阻尼氣動力來抑制顫振，因而減輕了結構的重量。
載荷控制
陣風或大氣紊流使飛機產生顛簸，增加結構疲勞，降低 乘坐品質，影響武器投射精度。此項控制，是在飛機適當部位安裝加速度計來測得干擾訊號，以此控制相應的操縱面偏轉，增加狀態阻尼，使因陣風或大氣紊流引起的機翼升力變化減小。
直接力控制
按傳統辦法飛機重心沿立軸、橫軸的運動，是依靠力矩操縱來改變力間接控制的，即為姿態運動和軌跡運動的耦合。採用直接力控制的飛機上,透過增設水平前翼、垂直前翼,利用控制系統使它們與水平尾翼、方向舵協調偏轉，可產生純升力、純側力，從而解除上述耦合現象，減小操縱反應的時間滯後，提高了飛機的機動性和武器投射的命中率。
主動控制技術除上述幾項外，還應用到綜合飛行/推力控制、綜合火力與飛行控制系統等方面。