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NASA 围绕航空安全计划创建了融合自愈合航天控制项目，项目主要负责人 Joseph Totah 指出航空安全计划是国家航空研究和发展政策中的首要任务，航空安全计划的最终目标之一是发展有效的技术、工具和方法来提高新一代飞行器的内在安全属性。融合了自愈合的航天控制项目主要目标是发展有效的、多学科融合的航天控制设计工具和技术，来实现飞行器在不利条件（故障、损伤和紊乱）下的安全飞行。并且强调指出：自适应控制具有不断地改变自身来适应被控系统和环境变化的特点，从而维护系统安全和获得令人满意的控制性能。因此自适应控制可以和鲁棒控制或智能控制相结合，是用途最广泛的一种控制技术。
NASA兰利研究中心的Christine M.Belcastro 考虑航空器中的失控事故，解决非正常飞行条件下安全关键自愈合飞行系统研究的基本问题。“失控”是指飞行器飞行过程中可能发生的不利机载条件（如飞行器损伤、系统软件故障和执行器故障等）、外部风险和障碍以及不利飞行环境（如能见度差、湍流、恶劣天气等）。
麻省理工学院的Travis E.Gibson等与NASA兰利研究中心的Sean P.Kenny合作，针对NASA兰利研究中心提供的通用运输机模型，研究其模型故障（重心不确定和时延）情况下的自适应控制技术。不同于麻省理工学院和NASA兰利研究中心（两者主要集中于当前和下一代运输机）,NASA 德莱顿飞行研究中心将改进的 F/A-18A 飞机用于项目飞行测试。
近年来国外与自愈合控制相关的学术活动也频繁出现。在2012年国际原子能机构技术会议上，自愈合工程协会会长Jean Pariès提出了题为“航空自愈合：意想不到的挑战”的报告。2015年，自愈合工程协会在葡萄牙里斯本举办第六届关于自愈合工程的专题讨论会，该讨论会的主题为“管理自愈合：提高在不可预测世界中的适应能力和主动性”，通过2011年航空器失控事故“澳航A380飞机因引擎故障在新加坡迫降”来深入讨论航空系统的自愈合性。2013年1月，美国国防部在华盛顿召开小组报告会，该报告的题目为“自愈合的军事系统和先进的网络威胁”，主题是“探讨国防科学委员会自愈合军事系统工作组的最终报告”。
飞控系统的自愈合控制主要是基于主动容错控制技术，对发生的故障进行实时检测和辨识，并充分利用飞行控制系统的冗余有效控制机能来进行控制律的重构设计，使飞行器能够补偿故障带来的影响。重构控制技术可以降低飞行器对硬件冗余的要求，允许在出现较严重故障或者外部干扰的情况下，仍能保证飞行器的相关有效性能，使得飞行员能够继续完成任务或者安全返航。早在1984年，NASA 就已经实施自修复飞行控制系统研究计划，在自修复飞控系统设计的一些关键技术上取得了突破性的进展，这些研究成果正在逐步应用到现今以及未来的战斗机上，为先进飞行控制系统自愈合控制的研究提供了技术支持。目前，对于飞行器（如直升机、固定翼飞机、近空间飞行器、卫星等）的重构控制技术的研究已经取得了很多的研究成果，研究学者们也提出了很多解决飞行器控制问题的重构控制方法。这些方法主要可分为两大类：一类是基于故障检测和隔离环节提供的故障诊断信息，针对不同的故障模式所设计的控制方法，如伪逆法、定量反馈控制方法等；另一类是不需要故障检测和隔离环节来获得故障信息，而是直接对飞控系统进行在线参数辨识，动态地设计控制器。
从国外研究现状分析可知，飞控系统自愈合控制的研究有以下亟待解决的问题：
（1）复合故障、多故障问题。目前，对于飞控系统重构控制技术的研究大多只针对执行器或传感器发生单一故障的情形；而飞行器的飞行任务和飞行环境越来越复杂，执行器或传感器发生多故障以及执行器和传感器发生复合故障都是常出现的情况。如何解决复合故障、多故障情况下的自愈合控制问题，原有的重构控制系统能否再适用，是需要进一步研究的。
（2）鲁棒性设计问题。自愈合控制律的设计不仅考虑到被控对象的特性，还需要考虑到故障检测环节、参数辨识环节、重构控制器的鲁棒性，而这些机构又是相互作用的，因此整个闭环系统的鲁棒性是受诸多因素影响的，需要进行综合分析和设计。
（3）非线性问题。大多数飞控系统本身是一个非线性、强耦合的系统，又加之极易受到外部干扰的影响，因此设计有效的控制算法必须考虑到模型的非线性影响和干扰影响。在某些特定的条件下，系统的非线性因素不能够被忽略，这将给自愈合控制器的设计带来更大的挑战。
我国在2011年发起名为“智能配电网自愈控制技术研究与开发”的国家高技术研究发展计划（863计划），并于2015年1月27日在广州佛山成功验收。智能配电网自愈控制可以描述为，在含分布式电源的配电网不同层次和区域内实施充分协调且技术经济优化的控制手段与策略，使其具有自我感知、自我诊断、自我决策、自我恢复的能力，实现配电网在不同状态下的安全、可靠与经济运行。但关于航空系统中研究自愈合控制的报道很少。
虽然专门开展自愈合控制研究的时间不长，但故障诊断和容错控制技术已得到了深入、广泛的研究，各国学者提出了众多可行的方法，并已经在飞机自动驾驶、人造卫星、航天飞机等领域得到了广泛的应用，取得了大量的应用成果，创造了巨大的经济效益，也发表了大量的专著 [2-4] 。目前，国内外有关飞行控制系统的故障诊断及容错控制的研究已有一些结果。
任章等针对高超声速飞行器飞行过程系统参数大范围剧烈变化以及存在严重不确定性的特点，同时考虑外界环境干扰复杂，内部干扰严重的特殊问题，提出了一种新型强鲁棒自适应控制器构型 [5] ；宗群等综合考虑密度变化、声速变化、发动机推力变化及地球引力等因素对飞行轨迹的影响，研究临近空间飞行器上升段轨迹优化问题，并对相关气动参数进行高精度拟合 [6] ；陶钢等针对具有未知扰动和不确定执行器故障的临近空间飞行器，设计一种自适应的补偿控制方案，以实现临近空间飞行器的姿态跟踪控制 [7] ；宋超等针对高超声速飞行器再入过程中可能出现的执行器部分失效或卡死故障，设计了一种飞行器自适应容错控制器 [8] ；王青等针对高超声速飞行器执行机构饱和的控制器设计问题，提出一种多回路抗饱和鲁棒自适应切换控制方法 [9] ；姜斌等针对发生时变横偏差故障和时变控制增益故障的高超声速飞行器姿态控制系统，通过设计一个滑模观测器来提供故障诊断信息，并利用李雅普诺夫稳定性理论证明了故障估计误差系统的一致有界性 [10] ；孙长银等针对含有外部扰动和执行器故障的高超声速飞行器纵向飞行动力学模型设计了一个容错跟踪控制器，可以保证飞行器的高度和速度指数收敛速度快速的趋近于参考轨迹 [11] ；通过对飞行器的国内外研究现状进行梳理，可看出，目前飞行器的容错控制理论正由线性控制理论向非线性理论过渡，而目前的非线性控制方法研究对模型准确性的依赖较大，而系统故障容易造成系统模型发生大的不确定性变化，因此，需要发展新的自愈合控制理论提高飞行器的安全性和可靠性。
近年来，容错的思想与现代控制理论的经典方法相结合，形成了针对执行器故障的大量的容错控制算法，如基于观测器的方法 [12-14] 、基于线性二次型调节器的方法 [15] 、基于特征结构配置的方法 [16] 、基于自适应的方法等 [17-22] 。其中，自适应控制因其能有效地处理系统参数、结构和环境的不确定性，被广泛地用于故障补偿；文献[17]基于间接自适应控制方法设计控制器补偿飞行器的舵面损伤。文献[18]采用自适应控制算法对已知系统的未知执行器故障进行了补偿。文献[19]对一类具有二阶执行器动态的飞行器的线性化模型设计了可重构自适应控制器，使其在多个执行器同时发生故障时仍能保证闭环信号有界和实现渐近跟踪。文献[20]针对一类具有执行器故障的多输入多输出随机系统，设计了实时故障估计算法，通过重构控制器实现了执行器故障的补偿。文献[21]设计了直接自适应控制器，使系统在发生执行器损伤或饱和后，仍能达到期望的系统性能。文献[22]研究了一类具有不确定性的多输入单输出（MISO）非线性系统的执行器故障补偿问题，通过对系统和故障的参数化，设计了自适应backstepping控制器，保证了闭环信号的有界性和渐近跟踪性能。近年来，方华京等总结了其在网络控制系统的故障诊断方向取得的一些主要思想和成果 [23] ；杨光红等针对具有不确定执行器故障和外部扰动的不确定非线性系统，采用模糊逼近理论和反步技术，提出一种新的自适应模糊控制方法 [24] ；陶钢等针对具有未知执行器故障的线性系统，进行直接自适应的状态反馈设计，以保证系统稳定性和实现状态跟踪 [25] ，研究了基于输出反馈的自适应控制设计，以保证系统的输出跟踪性能 [26] ；近来，部分学者将基于多模型的自适应方法用于飞行器的容错控制设计 [27-30] 。该方法针对不同故障情况下的系统模型分别设计能实现期望控制目标的控制器组成控制器集合，并设计切换机制选择最接近故障后系统模型的控制器作为当前控制器，补偿因执行器故障造成的不确定性。此外，国内外学者对欠驱动系统的控制问题也进行了大量的研究，如水面船舶 [31-32] 、直升机 [33-34] 、航天飞机 [35] 和航空器。但大部分欠驱动的故障问题都是假设欠驱动的执行器故障是已知，这些方法很难应用于执行器故障未知的情况。
在处理结构损伤方面，国内外学者也进行了大量的研究，其成果主要集中在飞行器的结构损伤上。Krishnakumar K.针对飞行器的左翼、垂直和水平尾翼发生部分损伤的问题，采用基于自适应的神经网络算法实现了对存在不对称结构损伤的结构不确定性飞行器的控制 [36] ;Bacon B.J.研究了具有非对称质量损失的飞行器的控制问题 [37] ;Lombaerts研究了损伤后模型的辨识问题 [38] ;Nguyen N.T.采用基于神经网络的估计策略设计了混合自适应控制方法以实现具有结构损伤的飞行器的控制 [39] 、用基于直接自适应律的神经网络参数估计设计控制器对具有未知结构损伤的飞行器进行了控制 [40] ；陶钢等基于高频增益矩阵的LDS 分解设计了模型参考自适应控制系统对出现多处机翼损伤的飞行器进行了控制 [41] 、研究了出现结构损伤后，非线性飞行器模型的线性化，并对其进行模型参考自适应控制设计 [42] 、针对 NASA 通用运输机出现执行故障和结构损伤的问题，设计自适应的补偿控制方案，以保证系统的跟踪性能 [43] 。虽然，对于飞行器的损伤补偿已经取得了不少的研究成果，但仍有很多开放性的问题尚未解决，如损伤引起系统相对阶结构、驱动方向和匹配条件等关键性能的变化。
从20世纪80年代开始，具有不确定参数的非线性系统自适应控制问题已经被广泛研究，并已取得很多重要成果。系统参数的不确定分为线性化参数不确定和非线性化参数不确定两种类型。目前，针对线性参数化不确定非线性系统的自适应控制问题已经取得了丰富的研究成果 [44-45] ，并且理论发展的也较为成熟。从20世纪90年代中期开始到现在，众多学者针对未知参数以非线性形式出现的更广泛的非线性系统的自适应控制问题进行了广泛深入的研究，并且该领域仍然是自适应控制学界研究的热点和难点之一，很多重要问题仍然没有完全解决，如现有的很多结果在未知参数上施加了限制条件，常见的如未知参数边界已知 [46] 等，不附加参数条件的非线性参数化系统的全局自适应调节和自适应输出跟踪一直被认为是一个富有挑战性的问题。