空气动力学模型仿真建模为了保证实时性，空气动力学模型主要使用系数构造法实现。作用在飞机上的升力、阻力，侧力以及俯仰力矩、滚动力矩和偏航力矩等值的计算是通过把由机翼、水平尾翼、襟翼以及副翼等产生的分量相加得到的。下面以如何求解升力为例，说明系数构造法在空气动力学模型中的应用。

　　人们都知道飞机的升力大部分由机翼产生。可是，当向前推动操纵杆时，将会产生一个机头下俯力矩，这主要是因为水平尾翼的操纵面提供了一个作用点在机尾远离飞机重心的升力的结果，此升力会影响作用在飞机上的总升力，是构成总升力的一部分。由机翼产生的升力通常由一个攻击角的函数给出，当然，这个升力也是组成飞机总升力的一部分。以方程的方式给出的求解作用在飞机上的总升力L=qS（1）其中：L表示总的升力；q表示动压；S表示机翼面积；表示攻击角；e表示升降舵偏转角；f表示襟翼偏转角；CL表示由攻击角引起的升力系数；CLe表示由升降舵引起的升力系数；CLf表示由襟翼引起的升力系数。

　　式（1）中后3个参数分别以系数的形式表示攻击角、升降舵和襟翼等对作用在飞机上的总的升力影响。这些项的值通常以表的形式定义。例如，由升降舵偏转所引起的升力系数的查询表，可以看作是以马赫数为自变量函数，这个查询表是系统中构成飞机说明文件系数定义的一部分。在这个例子中，指定马赫数被定义为表的查询索引值。系数定义中的表和查询索引部分描述的只是个系数自身，这个系数也可以被转化为一个具体力的大小。观察式（1）中qS的乘积，当用通过查询表得到的系数与q和S值相乘时，得到的结果表示这个系数对总升力的影响程度。

　　控制系统实现飞行控制系统是通过提供一套控制组件实现的。它们之间可以相互连接，以此模拟飞行器的控制逻辑。与空气动力模型和推力系统模型类似，在控制系统中存在一个管理类和一个组件基类。具体的控制组件都派生于这个基类。目前控制系统的基本组件很多，主要包括：Integra，lGain，Filter，Summer，Switch等。应用这些基本组件可以实现更高一级的控制，为了说明这些基本组件的作用，下面应用几个基本组件实现一个PID控制器。

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