Системы управления полетом даже в штатных полетах эксплуатируются в существенно различных условиях, определяемых как этапом полета, так и выполняемой миссией, а также состоянием внешней среды. Очевидно, что пилотажные характеристики, динамика и реакция на управления и возмущения не могут оставаться неизменными. Более того, желаемые пилотажные характеристики также различны на разных этапах полета. Ранее была продемонстрирована процедура расчета энергетической системы управления полетом современного маневренного высокоскоростного самолета. Система обеспечивала одинаково высокие качества управления при изменении аэродинамических коэффициентов в десятки раз. В настоящей работе решается задача в более широкой постановке – обеспечить пилотажные характеристики самолета, наиболее адекватные изменяющейся текущей полетной ситуации, сохранив пилотоподобный характер реакции самолета в автоматическом режиме полета. С участием экспертов, используя собственный опыт проектирования, ориентируясь на шкалу Купера-Харпера, были формализованы требования к пилотажным характеристикам в виде набора желаемых собственных значений на всем множестве эксплуатационных режимов. На этом множестве рассчитаны матрицы коэффициентов обратных связей, соответствующие текущей динамике самолета и изменяющимся требованиям к пилотажным характеристикам. Эти матрицы образуют контур адаптации свойств самолета в автоматическом полете
