偏航是飞机绕机体坐标系竖轴的短时旋转运动。竖轴通过飞机重心在飞机对称平面内并垂直于纵轴。偏航运动的主要参数有偏航角、偏航角速度、偏航角加速度。偏航运动通过踩脚蹬使方向舵偏转产生绕飞机重心的偏航力矩来实现。

偏航的主要控制面是具有方向舵的垂尾。当确定垂尾尺寸时，下述各点需要考虑。

（1）垂尾尺寸必须能适应在全部飞行包线区域内所要求的重心移动范围。

（2）在发动机发生意外事故时，特别是机翼发动机，垂尾必须能够产生足够大 的侧向力以平衡这个不稳定力矩。

（3）在着陆模式中，常常由侧风要求来限定垂尾尺寸。

上述发动机停车情况，对于机翼发动机的飞机，起飞状态通常是确定垂尾尺寸的临界指标。

与滚转和俯仰的方式类似，使用速度陀螺仪，构造了偏航姿态的加速度反馈，系统的稳定性因此有了显著改善，所以，通过简单的控制方法来充分地控制偏航角是可能的。因此，在角速度反馈系统外设计了一个P控制系统，如概述图所示。在概述图中，Kp是P的增益，ψref参考偏航角。给定陀螺增益，当Kp=1时，通过使用闭环回路进行仿真,可确定P增益，该闭环回路可通过使用速度陀螺系统整合偏航姿态 模型和反馈回路得到。

与滚转情况相似，偏航机动的评估也分为以下几个阶段，如图3-7所示。

(a)定直平飞的飞机，激励器突然作动，偏航开始，垂尾和方向舵的载荷以及相应的横向和偏航加速度通常给出了方向舵的设计状态。方向舵作用产生的侧力用Yξ表示，偏航力矩用Nξ表示。

(b)侧滑角达到最大“过冲” (over-swing)角βmax。相应的横向速度为Vmax。垂尾的迎角产生了一个侧力Ymax和相应的偏航力矩。有时假设βrnax是定常侧滑角βE的1.5倍。当方向舵偏转产生的对重心的力矩与整机的侧滑角产生的力矩大小相等、方向相反时，飞机做定常侧滑；一般情况下，βmax小于1.5倍βE，并且不难估计。由此可以得到设计垂尾的载荷工况，且扭转时尤为突出。图3-8给出了侧滑机动时的运动状态。

(c)平衡状态。这种情况通常不会产生载荷。侧滑角βE与横向速度VE对应；垂尾侧向载荷由YβE表示。整机的偏航力矩NβE与方向舵施加的偏航力矩Nξ平衡。

(d)偏航终止状态。即激励器的偏角回到中性位置，飞机在偏航力矩NβE的作用下开始回到定直平飞状态。由此可以得到垂直安定面的设计情况。

当飞机处在侧滑状态或遭遇水平突风时，平尾上的升力分布为非对称分布。这是由于垂尾和机身有朝某一侧平尾倾斜的趋势。当平尾安装在垂尾上时，这点显得尤为重要，因为平尾滚转力矩总是使垂尾的弯矩增加。这种情况通常就是机身后部的临界扭转载荷。滑流或射流也可产生类似的非对称载荷。

飞机在侧滑中速度的横向分量会影响整机的气动特性，而不仅仅是尾翼的气动特性。翼-身零升俯仰力矩也会发生改变，从而导致飞机配平飞行下的平尾载荷发生变化。英国军用规范中建议，在估算侧滑机动中的平尾配平载荷值时，零升俯仰力矩系数要比直线飞行时增加-0.0015/侧滑角β。