空氣動(dòng)力學(xué)模型仿真建模為了保證實(shí)時(shí)性，空氣動(dòng)力學(xué)模型主要使用系數(shù)構(gòu)造法實(shí)現(xiàn)。作用在飛機(jī)上的升力、阻力，側(cè)力以及俯仰力矩、滾動(dòng)力矩和偏航力矩等值的計(jì)算是通過把由機(jī)翼、水平尾翼、襟翼以及副翼等產(chǎn)生的分量相加得到的。下面以如何求解升力為例，說明系數(shù)構(gòu)造法在空氣動(dòng)力學(xué)模型中的應(yīng)用。

　　人們都知道飛機(jī)的升力大部分由機(jī)翼產(chǎn)生�？墒牵�當(dāng)向前推動(dòng)操縱桿時(shí)，將會(huì)產(chǎn)生一個(gè)機(jī)頭下俯力矩，這主要是因?yàn)樗�平尾翼的操縱面提供了一個(gè)作用點(diǎn)在機(jī)尾遠(yuǎn)離飛機(jī)重心的升力的結(jié)果，此升力會(huì)影響作用在飛機(jī)上的總升力，是構(gòu)成總升力的一部分。由機(jī)翼產(chǎn)生的升力通常由一個(gè)攻擊角的函數(shù)給出，當(dāng)然，這個(gè)升力也是組成飛機(jī)總升力的一部分。以方程的方式給出的求解作用在飛機(jī)上的總升力L=qS（1）其中：L表示總的升力；q表示動(dòng)壓；S表示機(jī)翼面積；表示攻擊角；e表示升降舵偏轉(zhuǎn)角；f表示襟翼偏轉(zhuǎn)角；CL表示由攻擊角引起的升力系數(shù)；CLe表示由升降舵引起的升力系數(shù)；CLf表示由襟翼引起的升力系數(shù)。

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

　　控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)是通過提供一套控制組件實(shí)現(xiàn)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(dòng)力模型和推力系統(tǒng)模型類似，在控制系統(tǒng)中存在一個(gè)管理類和一個(gè)組件基類。具體的控制組件都派生于這個(gè)基類。目前控制系統(tǒng)的基本組件很多，主要包括：Integra，lGain，F(xiàn)ilter，Summer，Switch等。應(yīng)用這些基本組件可以實(shí)現(xiàn)更高一級(jí)的控制，為了說明這些基本組件的作用，下面應(yīng)用幾個(gè)基本組件實(shí)現(xiàn)一個(gè)PID控制器。

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