反饋線性化的基本思想就是利用全狀態反饋抵消原系統中的非線性特性，得到輸入輸出之間具有線性行為的新系統（稱之為偽線性系統），從而可以套用線性方法對新系統進行綜合。反饋線性化方法與其它方法相比，其主要特點是不依賴於非線性系統的求解或穩定性分析，而只需討論系統的反饋變換，因而它具有一定的普遍性。理論、仿真及試飛驗證都表明，非線性動態逆控制的優點有：
可廣泛用於不同的飛行器模型；
在整個設計周期中,其設計具有很大的靈活性以適應飛機模型的變化；
能夠滿足像大迎角、超機動這樣的非常規控制要求。
需要指出的是，反饋線性化方法也有一定的局限性，它要求系統的非線性部分為解析的，或是某種程度的連續函式。換句話說，採用反饋線性化方法實現非線性系統的精確線性化是基於對象具有精確的數學模型基礎上的。然而，任何數學模型都不可能完全反映實際的物理對象，建模誤差是不可避免的。因此，單獨採用非線性動態逆方法設計的飛行控制系統將不能解決所謂的魯棒性能問題，即在受控對象數學模型存在不確定性的情況下，系統性能仍能達到設計要求[10]。
下面對國外在這一研究領域內的研究現狀做簡單介紹和分析。
1989年Minnesota大學的Snell，Enns和Garrard等人以某型超機動飛機為研究對象，利用基本的線性方法設計了增益調度、比例加積分的控制器，結果表明在常規飛行條件下該控制器性能良好，但在過失速機動特別是在大迎角情況下，控制器性能惡化。因而作者指出必須引入非線性動態逆方法設計的控制器，以便利用狀態反饋抵消動力學方程中的等非線性項的作用。另外，作者還建議對 這樣的因素在橫航向動力學中的影響進行評估。
1992年Bugajski和Enns提出了飛行控制系統設計的一般性框架，其核心是幾個用動態逆方法設計的結構塊，照此思路，作者以一架HARV飛機為研究對象進行了控制律設計，並通過一超機動仿真驗證了該控制律具有良好的指令跟蹤性能。
同年，Snell，Enns和Garrard介紹了怎樣套用非線性動態逆方法進行超機動飛機的飛行控制系統設計，首先是根據奇異攝動理論將飛機動力學劃分為快變數和慢變數兩個層次，然後套用非線性動態逆方法分別設計快變數迴路控制器和慢變數迴路控制器。此外，作者還將所設計的非線性動態逆飛控系統與常規的增益調度飛控系統做了性能方面的對比，結果表明，在橫向加速、側滑以及控制面的偏轉方面前者都優於後者。最後，作者在結論和展望部分指出大迎角機動狀態下建模誤差以及嚴重的非定常氣動力效應使得動態逆控制律存在著魯棒性差的問題,並希望在此方面能有所突破。
2000年，范子強、方振平套用非線性動態逆理論進行戰鬥機過失速機動條件下飛行控制律設計，首先根據奇異攝動理論將受控狀態變數分為快變數和慢變數兩個層次，快變數為三個角速度，慢變數為迎角、側滑角和滾轉角，然後根據非線性動態逆理論分別對內環和外環進行設計，其中外環控制器的輸出作為內環控制器的輸入指令。最後對所設計的飛行控制律利用過失速機動仿真來加以驗證，結果表明該飛行控制律完全能夠在過失速機動條件下控制飛機跟蹤指令飛行。
