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所謂的靜穩定度是指氣動力重心到飛機重心的距離，氣動力重心在重心之後的靜穩定度爲正，故飛機是呈現靜穩定(Static stubility)的狀態；氣動力重心在重心之前靜穩定度爲負，飛機是呈現靜不穩定狀態。而氣動力重心在重心前後的靜穩定度狀態，是指飛機在避免俯仰或縱向振蕩的亂度特性，故稱之為縱向穩定度（即軸向穩定度）。

傳統構型的飛機在穿音速的飛行狀態，整體的升力中心在重心稍後的某個距離（靜穩定），此時整體的升力所産生的負俯仰力矩（機首向下的力矩），由於水平尾翼的控制面往上揚，以産生向下的升力來平衡，水平尾翼的升力從整體升力中減去，因而使總合升力減少。另一個是滾轉安定性(Roll stability)的改善方式，將飛機構型改為低單主翼及下反角的水平尾翼。若是與縱向靜穩定相較，也不是不可控制，因為此方式在1940年代時就被大量使用。因為飛機的靜穩定特性，使飛機有保持原有飛行狀態的趨勢，即使飛機的操縱不很靈活。而放寬靜穩定度的飛機，氣動力中心可以很靠近重心也可以相疊，甚至在重心前面，飛機的穩定度變得很小甚至呈現不穩定狀態，飛行中主要是靠主動控制系統（Active Control System）來主動控制相應的控制面，以維持飛機的穩定性。此時爲維持平衡只需要較小的甚至向上的水平尾翼升力去平衡整體的正俯仰力矩（機首向上的力矩）。

在超音速的飛行狀態時，因為震波發生於主翼上表面的位置比下表面為前，所以會有一個向前的俯仰力矩發生。無論傳統構型的航空器還是放寬靜穩定性的飛機，兩者皆具有作用在重心之後的整體升力向量。因爲放寬靜穩定度的飛機重心比普通飛機的重心更往後移動，這樣爲了配平由於整體升力升起的負俯仰力矩，所需要的水平尾翼向下的負荷比傳統飛機要小，如此就可大幅減少水平尾翼的尺寸及重量，使其在超音速飛行狀態下也具有較高的升力。

由此可以看出，採取放寬靜穩定性的方式，可以大幅提高飛機的性能。首先使飛機水平尾翼用於平衡所需的面積可以大幅縮小，因此水平尾翼的重量就可減輕，阻力就可減小，另外對於靜不穩定的飛機，水平尾翼的升力和整體升力的方向一致，故飛機的總合升力就可獲得到了提昇。

相關研究及實驗顯示，放寬靜穩定度爲戰機帶來的效益是當靜穩定裕度取爲-12%平均氣動弦長時，飛機的起飛總重量可減少8%，所需發動機推力可減少20%，若再加上控制機動負荷的效果可使設計總重減少18%。

在轟炸機上採用此技術的效果也是相當明顯，如CCV B-52測試機的水平尾翼面積從84平方公尺縮小到46平方公尺，在原發動機及起飛總重量的條件下，結構重量減少6.4%，航程增加4.3%，若原載重、航程不變，起飛總重量可以減少10%至15%，洛克威爾(Rockwell B-l)轟炸機若在設計初期階段就採用放寬靜穩定度技術的話，其起飛總重量可減少36噸，以兩具發動機就可取代原來四具發動機的推進力。若將放寬靜穩定度技術與控制機動負荷整合，可使轟炸機設計重量減少20%以上。

放寬靜穩定度技術對戰機性能的提升，主要在提昇戰機的運動性方面以及完成任務的效率方面。如一架重心位置處於25%平均氣動弦和一架重心位置處於38%平均氣動弦的放寬靜穩定度的航空器相比，在空載重量、最大推力、900公尺高度的相同條件下，後者轉彎速度增加了每秒0.75度（馬赫數0.9時）至每秒1.1度（馬赫數1.2時）；馬赫數從0.9增加到1.6的加速時間減少1.8秒左右；內載燃油節省180公斤；承受運動負荷的能力也相對提高，在馬赫數爲0.6、0.9、1.2時負荷係數分別提高0.2g、0.4g、0.8g；此外還可以提高升阻比值：在馬赫數小於l時可提高8%，馬赫數大於l時可提高至15%。如此就使戰機的運動性能大幅提昇。

若以洛馬(Lockheed Martin)F-16與達梭(Dassault)幻象F-1式(Mirage F-l)、紳寶(SAAB)JA-37、米格設計局(Mikoyan/Gurevich)MiG-21相互比較之下，在性能上F-16顯得很突出，除了高空最大平飛速度，F-16稍低於其它三種戰機之外，運動性能均較其它三種戰機優越，其原因之一就是F-16採用了主動控制技術。