超机动性能已成为现代歼击机重要的性能指标之一,但这必然要求歼击机主动进行大迎角飞行。歼击机在大迎角飞行时将会出现严重的气流分离现象,而使得其操纵效能急速下降,出现严重的不稳定现象,如失速和尾旋等。准确预测失控现象以及出现失控后进行快速改出,实现飞行员的无忧虑操作是现代歼击机气动布局和控制系统设计的关键。本文着重针对尾旋这一失控情形进行了研究,其中包括尾旋的预测研究、尾旋模态特性和动态特性研究、尾旋的影响因素和尾旋的边界研究以及尾旋的改出特性研究等。论文的主要内容如下:首先,参照国内外关于尾旋研究的相关资料和已有的成果,建立了歼击机的非线性动力学模型、发动机模型和大气模型,并根据风洞数据建立了歼击机的气动模型并对所建模型进行了验证和分析。在所建气动模型的基础上设计了方向稳定性判据以n dynC?及横侧操作偏离判据LCDP,分析了歼击机在大迎角情况下的稳定性问题,为后面尾旋的预测和改出研究提供基础。其次,根据所建模型,基于连续算法求取了不同舵面偏转情况下的平衡面,并利用分支突变理论对所求取的平衡面进行分析研究,分析了歼击机大迎角运动特性。在此基础上结合尾旋运动特性对歼击机可能存在的尾旋状态进行了预测,并通过时间历程仿真验证了预测的准确性。然后,针对歼击机可能出现的尾旋情况进行了细致深入的研究。首先,分析了歼击机在不同舵偏情况下可能进入的尾旋模态;其次比较了不同尾旋模态所对应的动态特性;然后基于分岔理论研究分析转动惯量和重心位置对尾旋特性的影响。最后,利用可达平衡集的思想求取了绕速度轴滚转情况下可能出现的尾旋区域,给出了绕速度轴滚转的尾旋边界。接着,在前几章研究的基础上,针对传统尾旋改出律对某些尾旋状态改出不成功的情况,首先设计了基于积分滑模的无推力矢量的尾旋改出律,并与传统尾旋改出律进行了分析比较;然后设计了有推力矢量的尾旋改出律并与无推力矢量的情况进行比较;然后建立的非定常气动模型并研究了定常气动模型以及改出指令对尾旋改出的影响。最后,针对考虑推力矢量设计滑模尾旋改出律仍无法改出的情况,设计了基于双幂次趋近律的单向辅助面滑模的尾旋改出律,并对这些尾旋状态进行改出,以验证双幂次单向辅助面滑模尾旋改出律的有效性,并比较分析了双幂次趋近律和单幂次趋近律对尾旋改出的影响。