空氣動力學模型仿真建模為了保證實時性，空氣動力學模型主要使用系數構造法實現。作用在飛機上的升力、阻力，側力以及俯仰力矩、滾動力矩和偏航力矩等值的計算是通過把由機翼、水平尾翼、襟翼以及副翼等產生的分量相加得到的。下面以如何求解升力為例，說明系數構造法在空氣動力學模型中的應用。

　　人們都知道飛機的升力大部分由機翼產生。可是，當向前推動操縱桿時，將會產生一個機頭下俯力矩，這主要是因為水平尾翼的操縱面提供了一個作用點在機尾遠離飛機重心的升力的結果，此升力會影響作用在飛機上的總升力，是構成總升力的一部分。由機翼產生的升力通常由一個攻擊角的函數給出，當然，這個升力也是組成飛機總升力的一部分。以方程的方式給出的求解作用在飛機上的總升力L=qS（1）其中：L表示總的升力；q表示動壓；S表示機翼面積；表示攻擊角；e表示升降舵偏轉角；f表示襟翼偏轉角；CL表示由攻擊角引起的升力系數；CLe表示由升降舵引起的升力系數；CLf表示由襟翼引起的升力系數。

　　式（1）中后3個參數分別以系數的形式表示攻擊角、升降舵和襟翼等對作用在飛機上的總的升力影響。這些項的值通常以表的形式定義。例如，由升降舵偏轉所引起的升力系數的查詢表，可以看作是以馬赫數為自變量函數，這個查詢表是系統中構成飛機說明文件系數定義的一部分。在這個例子中，指定馬赫數被定義為表的查詢索引值。系數定義中的表和查詢索引部分描述的只是個系數自身，這個系數也可以被轉化為一個具體力的大小。觀察式（1）中qS的乘積，當用通過查詢表得到的系數與q和S值相乘時，得到的結果表示這個系數對總升力的影響程度。

　　控制系統實現飛行控制系統是通過提供一套控制組件實現的。它們之間可以相互連接，以此模擬飛行器的控制邏輯。與空氣動力模型和推力系統模型類似，在控制系統中存在一個管理類和一個組件基類。具體的控制組件都派生于這個基類。目前控制系統的基本組件很多，主要包括：Integra，lGain，Filter，Summer，Switch等。應用這些基本組件可以實現更高一級的控制，為了說明這些基本組件的作用，下面應用幾個基本組件實現一個PID控制器。

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