随着电子技术的发展和飞机性能的不断提高，飞机的操纵系统也发生了巨大的变化，传统的操纵杆系和钢索已被电线所取代，既飞行员操纵飞机依靠装在驾驶杆处的传感器将杆力或杆位移转换成电信号，通过电线传到舵机以驱动控制面偏转，达到操纵飞机的目的，这就是电传操纵系统。
传统的操纵杆系的飞机配备的自动飞行控制系统具有的增稳、控制增稳功能，虽然解决了高空、高速飞机的稳定性问题，兼顾了飞行员对飞机稳定性和操纵性的要求，但仍然有一定限制：
1.控制增稳系统的舵面操纵权限有限为了确保飞行安全，控制增稳系统的操纵权限只有最大舵偏角的30%左右，很难满足整个飞行包线内改善飞机飞行品质问题。
2.存在力反传问题由于飞机的增稳、控制增稳系统通过复合摇臂来连接自动控制系统和不可逆助力操纵系统，舵机工作时，会因为力反传而使驾驶杆产生非周期振荡现象。
3.结构复杂、重量重、战场生存能力低操纵杆系和钢索再加上飞行控制系统的增稳、控制增稳系统，整个系统重量大、结构复杂，而且机械杆系存在间隙、摩擦等非线性和弹性变形等。在战场上，由于机械杆系比较集中，一旦被炮火击中，整个系统就可能失灵，因而战场生存能力低。
我们知道产生以上缺点的根本原因在于控制增稳系统中存在机械杆系，由此产生一个由电线代替机械杆系设计，最终放弃了机械控制系统，构成了完全由电气设备组成的电传操纵系统。
典型的电传操纵系统是由传感器组(各种陀螺、加速度计等惯性测量器件和迎角传感器等大气测量器件)、输入设备、飞行控制计算机、舵机和电气传输线路组成。电传操纵系统一般按照部件的电器特性分类。采用了模拟传感器、模拟式计算机和输入输出设备的系统被称之为模拟式电传操纵系统；采用了数字式传感器、数字计算机和输入输出设备的被称之为全数字式电传操纵系统。实际上现在使用都是模拟式传感器、数字式计算机的半数字式电传操纵系统。
由于系统没有机械通道，结构简单，体积小，重量轻，不存在机械传动装置的摩擦、间隙、滞后等非线性不良影响，能显著提高飞机的操纵品质。由于没有机械通道，对飞行控制系统可靠性要求很高。
目前一般电传操纵系统提高可靠性的主要措施是采用余度备份系统。主要的传感器和飞行控制计算机都要留有几组完全相同且同时工作的系统，通过专门的余度管理计算机进行最后的输出。一般现代电传操纵系统都是四余度系统，也有少数三余度。以四余度系统为例，系统由四套完全相同的单通道电传操纵系统组合而成，保证其可靠性不低于机械操纵系统。四个独立的通道由四余度杆力传感器接受驾驶员指令输入信号，检测飞机运动四余度传感器提供的信号，飞行控制计算机对四条通道分别进行数据处理，使各通道分别输出一个控制信号到舵回路。四个舵回路的输出共同操纵一个助力器使舵面偏转，操纵飞机做相应的运动。在这个过程中，四个通道的信号要通过监控器或计算机做到不间断的比较、监控，故障信号被隔离，一个正确信号被输出，以保证信号完全正确。
放宽静稳定度现代战斗机的速度范围很广，尤其飞机从亚音速到超音速飞行时飞机的焦点急剧向后移动。为了确保低速起飞与着陆有足够的纵向静稳定度，就必然使高速飞行时的纵向静稳定度过大其结果是使飞机的机动能力大为降低，同时，飞机的配平阻力增加，持续盘旋过载能力降低。电传飞控系统的发展，将飞机设计成在低速飞行时具有一定的纵向静不稳定度，就可以使高速状态的静稳定度保持在比较小的量值，从而可以显著改善飞机机动性，减小配平阻力以及飞机的敏捷性。
改善飞机飞行品质第二代飞机的主要操纵系统是由拉杆与摇臂等机械部件构成，所以飞机的飞行品质就主要取决于飞机的气动布局。以往的设计主要是根据飞机的战术性能来确定气动外形，只能根据已选定的气动外形与总体布局去确定飞机的飞行品质，所以说过去的飞机很少有能全面满足规范要求的虽然增稳系统、控制增稳系统兼顾了飞机的稳定性和操纵性，但系统的舵面权限比较小，因此它的作用是很有限的。电传飞控系统是全权限，飞行员的指令与反馈通道信号综合形成主通道控制指令，综合设计反馈通道与主通道可以很好的协调飞机操纵性与稳定性，此外，反馈通道与主通道的增益可以随迎角、马赫数和动压而调参，这就能在全包线范围内，不管什么高度和速度，基本上满足一级品质要求，这是以往的飞机所不能达到的。
迎角限制器对于非电传飞机，当飞行在低速状态时，飞行员要很谨慎地去操纵飞机，使之不超过危险的迎角，这往往使飞机的机动性能得不到最大限度的发挥。对于电传飞机可以根据飞机的大迎角气动力特性确定出最大使用迎角，然后设计迎角限制器，使得飞行员在即使接近最大迎角区域飞行并作最大组合操纵也不会超出最大使用迎角这样，飞行员可以毫无忧虑地操纵飞机，从而可以最大限度地发挥飞机的机动能力。
此外系统还具有自动配平、自动协调滚转角度、边界控制、提高战伤生存力等优点，电传飞行控制系统由于没有机械系统，重量轻、体积小，操纵中没有因摩擦引起的滞后，可减少维修量，而且还可以通过阵风减载、机动载荷控制、机翼和机身结构振型的阻尼及颤振抑制等主动控制技术提高飞机的性能。
单通道电传操纵系统的可靠性不够高。由于单通道电传操纵系统中的电子元件质量和设计因素关系，所以单通道电传操纵系统的可靠性不够高。为了提高电传操纵系统的可靠性，现代军用和民用飞机均采用三余度或四余度电传操纵系统，并利用非相似余度技术设计备分系统，如四余度电传操纵加二余度模拟热备分系统。
电传操纵系统的成本较高。如果就单通道电传操纵系统而言，电传操纵系统的成本低于机械操纵系统。但电传操纵系统必须采用余度系统才能可靠工作，所以电传操纵系统的总体成本还是比较高的，需要进一步简化余度和降低各部件的成本。
电传操纵系统容易受雷击和电磁脉冲干扰影响，所以，电传操纵系统需要解决雷击和电磁脉冲干扰的危害。此外，由于现代飞机越来越多地采用复合材料，其使用率可达30%左右。这样系统中的电子元件失去金属蒙皮屏蔽的保护，故抗电磁干扰和抗核辐射的问题更为突出。
20世纪前半期，采用闭环反馈原理的自动控制技术作为机械操纵系统的辅助手段，其主要作用是针对己设计好的飞机刚体动力学特性的缺陷进行补偿，实现精确的姿态和航迹控制，减轻驾驶员长期、紧张工作的负担。到了20世纪60年代，飞机的发展遇到了一些重大难题。例如：大型飞机挠性机体气动弹性模态问题，进一步提高战斗机机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术己经不能解决，或者要在性能、重量、复杂性和成本方面付出巨大代价才能得到某种折衷的解决方案。研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术，通过对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证，产生了两个具有划时代意义的新飞行控制概念：主动控制技术(ACT)和电传飞行控制(FI3W)系统。这两项新技术的出现对飞机的发展产生了巨大的影响。
采用主动控制技术的电传操纵系统采用主动控制技术的电传操纵系统，可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功能综合成为可能，从而极大地改善了飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统后，放宽静稳定性(RSS)控制技术使B-52轰炸机平尾面积减少45%，结构总重量减少6.4%，航程增加了4.3%；使战斗机升阻比提高了8%-15%。机动载荷控制(NILC)技术使C -SA运输机翼根弯曲力矩减少30%-50%；使F-4E战斗机盘旋角速度增加了33%。主动涡流控制(AVC)技术与方向舵协调使用时，使X-29在低速大攻角飞行时的偏航速率增加50%。采用任务适应性机翼(MAW)比采用常规机翼可使飞机航程增加30%，机翼承载能力提高50%。
数字式电传操纵系统数字式电传操纵系统具有高度的灵活性，容易实现多种逻辑运算和电子综合化，实施复杂控制律和修改控制律都很方便，尤其容易与自动驾驶仪、火力控制系统、导航和推力控制系统交连，从而使飞机的性能和攻击精度均发生质的变化。为保证飞机安全可靠性，在系统中常有备分系统，凡其工作原理与主系统是不相似的，则均可成为备分系统，如机械操纵系统、电气操纵系统和模拟式电传操纵系统。对于数字式电传操纵系统，目前不采用体大笨重的机械杆系作为备用系统，而常采用模拟式电传备用系统。如果主系统的安全可靠性相当高，则可以不采用备用系统。此外，再通过四余度或自监控的三余度系统，使电传操纵系统达到双故障安全。
数字电传操纵系统和主动控制技术己广泛地应用于第三代军机和先进的民机。综合控制技术也成为第四代军机的典型标志之一，在F-22战斗机上，综合飞行/推力控制功能由列为飞行关键系统第一位的飞行器管理系统提供，飞行器管理系统的支柱就是三余度数字电传操纵系统。
随着电子技术的发展和飞机性能的不断提高，目前，电传操纵系统正在向自适应飞行控制系统的方向发展。美国早在20世纪60年代初就对自适应飞行控制系统作了试飞，此后还在不断进行研究和试验，但始终没有在生产型飞机上使用过，究其原因可能是性能还不够完善。但未来随着马赫数高达6-8的高超音速飞机的到来，以及为减小阻力和提高隐身特性的无尾飞机的出现，飞机的气动特性变化范围很大，用常规飞行控制方法很难胜任，必须采用自适应控制。新一代的自适应飞控系统由于计算工作量很大，将采用并行处理和神经网络技术，并将采用光纤来传输大量数据，而由电传飞行控制系统发展成光传飞行控制系统。
