（注：飛機(jī)控制，運(yùn)動(dòng)，旋轉(zhuǎn)軸向，和穩(wěn)定性類(lèi)型）
副翼
副翼控制縱軸方向的側(cè)滾。副翼安裝在每一個(gè)機(jī)翼的后緣外側(cè)，且運(yùn)動(dòng)方向彼此相反。副翼通過(guò)線(xiàn)纜，雙臂曲柄，滑輪或推挽式管互相鏈接，然后相連到控制輪。
向右移動(dòng)控制輪導(dǎo)致右側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn)，左側(cè)副翼向下偏轉(zhuǎn)。右側(cè)副翼的向上偏轉(zhuǎn)降低了機(jī)翼的拱形，使右側(cè)機(jī)翼的升力降低。相應(yīng)的左側(cè)副翼的向下偏轉(zhuǎn)增加了拱形幅度，使左側(cè)機(jī)翼的升力增加。因此，左側(cè)機(jī)翼的升力增加和右側(cè)機(jī)翼的升力降低使飛機(jī)向右側(cè)滾。
逆偏轉(zhuǎn)
由于向下偏轉(zhuǎn)的副翼產(chǎn)生更大的升力，它也會(huì)產(chǎn)生更大的阻力。這個(gè)增加的阻力試圖使飛機(jī)頭朝機(jī)翼上升的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。這稱(chēng)為逆偏轉(zhuǎn)。如圖4-2。

方向舵用來(lái)克服逆偏轉(zhuǎn)，在低速，大迎角和大的副翼偏轉(zhuǎn)角時(shí)所需要的方向舵控制程度最大。然而，在較低速度時(shí)，垂直安定面和方向舵組合變得低效，擴(kuò)大了和逆偏轉(zhuǎn)有關(guān)的控制問(wèn)題。
所有轉(zhuǎn)彎都是通過(guò)使用副翼，方向舵和升降舵來(lái)協(xié)調(diào)的。為使飛機(jī)達(dá)到所需要的傾斜角度必須要對(duì)副翼施加壓力，而同時(shí)要施加方向舵壓力來(lái)克服產(chǎn)生的逆偏轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)彎期間，必須施加升降舵壓力來(lái)增加迎角，因?yàn)檗D(zhuǎn)彎時(shí)所需要的升力比平直飛行時(shí)的升力大。轉(zhuǎn)彎越急，升降舵就越需要往后壓（即操縱桿往后拉）。
當(dāng)需要的傾斜角之后穩(wěn)定后，應(yīng)該釋放副翼和方向舵的壓力。這將停止傾斜度的增加，因?yàn)楦币砗头较蚨婵刂泼鎸��?huì)在它們的位置上呈中性的流線(xiàn)型。升降舵壓力需要保持恒定以維持恒定高度。
轉(zhuǎn)彎時(shí)的向外側(cè)滑和向內(nèi)側(cè)滑是類(lèi)似的，除非施加的飛行控制方向相反。副翼和方向舵的控制方向向外側(cè)滑或者高機(jī)翼方向。當(dāng)傾斜角增加時(shí)，為維持高度必須要釋放升降舵的壓力。
差動(dòng)副翼
對(duì)于差動(dòng)副翼，在控制輪的給定運(yùn)動(dòng)下，一只副翼的上升距離比另一只副翼的下降距離大。下降的機(jī)翼產(chǎn)生的阻力增加。產(chǎn)生較大阻力的下降機(jī)翼側(cè)副翼的上偏轉(zhuǎn)角度比上升機(jī)翼側(cè)的副翼向下偏轉(zhuǎn)的角度大。雖然逆偏轉(zhuǎn)被減輕了，但是它不會(huì)立即消除。如圖4-3

弗利茲型副翼
就弗利茲型副翼而言，當(dāng)控制輪上施加壓力后，被升起的副翼在一個(gè)偏置的鉸鏈上旋轉(zhuǎn)。這就把副翼的前緣突出到氣流中，因此產(chǎn)生了阻力。這有助于使另一側(cè)機(jī)翼上放下的副翼產(chǎn)生的阻力得到均衡，從而減輕逆偏轉(zhuǎn)。如圖4-4

弗利茲型副翼也形成一個(gè)狹槽，因而氣流平滑的通過(guò)放下的副翼，使得在大迎角時(shí)更有效。弗利茲型副翼也可能被設(shè)計(jì)成功能差動(dòng)的。類(lèi)似于差動(dòng)副翼，弗利茲型副翼不能完全消除逆偏轉(zhuǎn)。無(wú)論什么情況下使用了副翼都仍然需要協(xié)調(diào)運(yùn)用方向舵。
耦合式副翼和方向舵
耦合副翼和方向舵的意思是這些控制被連接在一起。這是通過(guò)使用方向舵-副翼互連彈簧來(lái)完成的，它通過(guò)副翼偏轉(zhuǎn)的同時(shí)自動(dòng)地偏轉(zhuǎn)方向舵來(lái)幫助糾正副翼阻力。例如，當(dāng)移動(dòng)操縱桿進(jìn)行左側(cè)滾時(shí)，互連的線(xiàn)纜和彈簧向前拉左側(cè)的腳舵正好足夠阻止飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。彈簧施加到方向舵上的力可以盈余，如果必須滑移飛機(jī)的話(huà)。如圖4-5

升降舵
升降舵控制沿橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。類(lèi)似小飛機(jī)上的副翼，升降舵通過(guò)一系列機(jī)械連桿機(jī)構(gòu)連接到座艙中的控制桿�？刂茥U的向后移動(dòng)使升降舵面的后緣向上偏轉(zhuǎn)。這一般指上升降舵。如圖4-6

升降舵是改變飛機(jī)俯仰姿態(tài)的主要控制手段。
上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產(chǎn)生了一個(gè)向下的空氣動(dòng)力，它比平直飛行時(shí)的正常尾部向下的力要大�？傮w效果是導(dǎo)致飛機(jī)的尾部向下移動(dòng)，機(jī)頭上仰。俯仰運(yùn)動(dòng)繞重心發(fā)生。俯仰運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動(dòng)力有效性決定。
向前移動(dòng)控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產(chǎn)生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動(dòng)，使機(jī)頭下俯。此外，俯仰運(yùn)動(dòng)還是繞飛機(jī)重心發(fā)生的。