飞行器飞行轨迹的改变是通过控制作用改变在飞行器上总作用力来实现的，即改变总的作用力的大小和方向实现飞行轨迹改变。飞行器在大气中飞行时必然受到重力、发动机的推力和空气动力的作用，这些力的合力就是飞行器上总作用力。显然要控制飞行器的飞行轨迹，必须控制总作用力的大小和方向，但重力是无法改变的，因此只有改变空气动力和推力。把空气动力和推力的合力分解为平行于飞行器飞行方向的切向力和垂直于飞行器飞行方向的法向力。切向力能改变飞行器飞行速度的大小，法向力能改变飞行器飞行速度的方向。由于切向力和法向力都是控制飞行器质心运动的力，所以分别称为切向控制力和法向控制力，统称为控制力。从控制系统的角度看，飞行器质心运动控制方法包含空气动力控制和推力矢量控制两类控制方法。

飞行器质心运动控制方法

当飞行器在稠密大气层内飞行时，气动舵是最广泛使用的操纵机构。气动舵是安置在距离飞行器质心为处的不大的承力面。当气动舵偏转角度时，舵面上就作用有气动力，它作用在舵面的压力中心，并产生相对飞行器质心的力矩。在此力矩作用下，飞行器将绕其质心转动从而改变飞行器的飞行姿态，最终使姿态角平衡在一定的数值上，并产生控制所需要的法向力。

空气动力控制包含尾式控制、鸭式控制、旋转弹翼控制、滚动控制和姿态角控制。

（1）尾式控制。飞行器质心附近装机（弹）翼（主升力面），尾部装气动舵面。亚音速飞行器的机（弹）翼后装襟翼，它能有效地控制翼面上的气流。超声速飞行器的舵面则应尽量靠后，以得到大的操纵力矩。

（2）鸭式控制。舵面放在机（弹）翼之前。采用鸭式控制的飞行器的机（弹）翼升力方向和舵升力方向相同，其操纵效率略高于尾式控制的飞行器。但由于舵面的影响，机（弹）翼升力将下降，并会产生较大的滚动力矩。

（3）旋转弹翼控制。部分导弹采用。导弹装有转动的弹翼（主升力面），而固定尾翼（安定面）较小。弹翼偏转后，迎角大于弹体迎角。因此，弹体迎角相同时，采用旋转弹翼控制的总控制力比采用其他控制方式的控制力大。给定控制力时，导弹的迎角（侧滑角）小，这对采用冲压发动机或低空飞行的导弹是十分必要的。因为安装冲压发动机的导弹，如果迎角（或侧滑角）太大，进气口容易被阻塞；对低空飞行的导弹，如果迎角（或侧滑角）太大，则导弹容易触地，特别是地面起伏时。但这种控制会增大铰链力矩，从而导致导弹重量增加，从而使飞行阻力增大。因此这种控制方式应用不广泛。

（4）滚动控制。在某些情况下，需要飞行器滚动，如飞行器倾斜转弯；有些情况下则不允许飞行器滚动，如采用无线电高度表的反舰导弹，此时应进行滚动控制。滚动控制一般用副翼差动偏转来实现。

（5）姿态角控制。飞行器在空中飞行时其姿态角的变化将改变作用在其上的空气动力，如果产生的空气动力能满足质心控制的需要，那么就可以控制飞行器在空中的运动，达到稳定和控制飞行器飞行的目的。由于飞行器姿态角包括俯仰角、偏航角和滚转角，因此其姿态控制包含对俯仰、偏航和滚转三个通道的控制。高度控制也可由姿态角控制来实现，这是因为高度的变化率即飞行器的垂直速度在弹道倾角较小的情况下可表示为飞行速度与弹道倾角的乘积，实现了弹道倾角的控制即可实现高度的控制。高度控制在飞行器巡航飞行时是不可缺少的，否则就无法实现飞行器稳定平飞。姿态角控制采用的敏感元件一般包含自由陀螺、速率陀螺、高度表、垂直速度传感器、各种积分机构等。