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预先配置好的组件模型可以被用来表征设计元素和模拟性能。随着设计过程的进行，该模型可以进行扩展，为更为详细的决策提供支持。
图：该飞行模拟器基于自动
化的飞行控制系统模型。
在降落和着陆阶段使用自动飞行控制系统的太空船模型能说明这些概念。该系统包括以下几个动力学和行为的模型：
■ 空气动力学效应
■ 环境模型
■ 控制面执行器
■ 起落装置地面受力
■ 指引、导航及控制（GNC）
■ 故障检测、隔离和恢复
开发复杂控制系统的传统途径首先要撰写文本格式的说明书，尽可能详细地定义控制系统的要求。接着这些说明书被发给设计控制策略的控制工程师手中，然后一般被实现成C代码。为了运行飞行器模拟程序，还要有一些用Fortran或C代码实现的运动和其他设备动力学的方程。
这种方法中有一个主要问题就是它很难检测到手写代码中的错误，特别
是在开发工作的早期阶段。另外，很多团队CONTROL ENGINEERING China版权所有，比如参与GNC设计、空气动力学、飞行控制的团队，都会构建他们自己的代码，这些代码将在后面被集成到整个模型中去，而可能只有编写它的人才能读懂它的含义。
基于模型的设计可以提供开发环境，用于开发结合了控制逻辑、力学和电子学设计的可执行说明书，从而改进控制/设计过程。这可以通过将被设计为验证各项需求的测试案例嵌入到模型中来实现。这些测试案例可以在每次的模型验证中方便的被执行，从而快速确定其与说明书比较而言的性能。
在测试案例和需求文档之间建立起导航链接，使其互相指引控制工程网版权所有，从而可以方便地互相比较需求和设计。
图形化减少二义性
将说明书嵌入到图形化的设计模型中消除了将说明定义传递给控制设计环节这一过程中的二义性和沟通谬误风险。由于模型并非由一行行的代码组成控制工程网版权所有，可以选择描述控制系统组件模型、6自由度（6DoF）动态模型、环境模型及所需的其他任何设计元素的模块来定义和详细描述模型。工程师就可以在设计过程的任何阶段对设计进行模拟，以图形化的方式评估其性能。
设计者在看了模拟结果之后，可以快速的做出修改，添加、削减、或移动模块，或者调节模块内的参数，接着立即评估这些修改的影响。
模型产生运行于目标控制模块或原型控制器上的C代码。工厂模型可以被移植到带有I/O端口的实时的模拟设备中，以仿真实际的I/O连接。
接下来可以将控制模块连接到被模拟的设备上，在硬件环路的模拟里面运行相同的测试例程，以验证实时约束的加入并未揭露出设计缺陷。由于真实的硬件已经可用，所以可以把它连接到控制模块，替代工厂模型的一部分。
动态链接
完整的飞行控制系统使用基于HL-20升力体的模型设计开发出来并进行模拟。HL-20的机身子系统是指导控制系统开发的工厂模型，它由五部分组成：
6DoF子系统被这样命名是因为构成该子系统的每个模块都提供了用来完整表达机身运动的三个平动轴和三个转动轴。在模拟时，力和扭矩按照由alpha、beta和马赫子系统决定的空气动力、拉力、重力施加到6DoF模块上。6DoF模块自身计算出加速度www.cechina.cn，再将这些加速度统一起来就可以得出机身的速度和位置。
使用机械模拟模块也可以构建出完整的机械模型，用来表征机身质量、惯性、尺寸的变化。6DoF模块内含模拟飞行动力学所需要的控制方程。6DoF子系统计算出马赫数、入射角、动态压力。这个子系统中包含的空气动力学数据从HL-20的比例模型的风洞测试收集而来。数据经过曲线拟合，大部分的空气动力学系数被表示为冲角和侧漂角的多项式函数。
数据系数子系统计算出不考虑控制面偏差的基本配置的系数。反应执行器增量子系统的控制面偏差的系数增量变化由查表得来。可用的控制面包括对称翼瓣（升级舵）、差分翼瓣（副翼）、正向襟翼、反向襟翼、差分襟翼、及全动方向舵。将数据系数、体阻尼系数和执行器增量系统的输出结合起来就能得到计算机身受力和力矩所要使用的六个空气动力学系数。
力和力矩子系统按照空气动力学系数、推理、动态压力和参考机身参数计算出重心周围的体受力和体力矩。环境模型子系统包含计算重力的1984世界地学系统模型、计算大气和风切力的标准大气模型委员会扩展集、Dryden湍流模型以及离散风暴模型。
“及早考虑设计问题，以优化性能并发现问题。”
故障检测、增益调度
飞行控制子系统将飞行器保持在滑行斜率上，将其带回到着陆点。控制逻辑包括故障检测、隔离和恢复（FDIR）逻辑，用几个有限状态机建模而成，状态、转换、真值表形成了系统的组成块。将状态、结合点和功能拖动到图形化设计工具里，再
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