反尾旋伞系统是确保新型号飞机失速／尾旋飞行试验安全进行的应急安全装置。飞机进入失速／尾旋飞行状态，当试飞员用操纵面无法改出时，可以启动反尾旋伞系统，利用反尾旋伞产生的力和力矩迅速使飞机停止旋转并从失控状态恢复到正常飞行状态，从而保证飞行安全。反尾旋伞系统设计的首要工作就是要充分了解飞机失速／尾旋的运动机理，合理地预测具体飞机的尾旋运动特征和模态参数，确定具体飞机可能出现的最危险的尾旋飞行状态，由此确定反尾旋伞的参数以保证飞机从最危险的尾旋飞行状态改出。为此首先要建立描述飞机尾旋运动以及反尾旋伞的动力学模型，以此为基础才能进行反尾旋伞的总体设计。论文研究了现代战斗机反尾旋伞系统的设计与试验技术，其突出特点就是理论和工程实践相结合，形成一个有机的整体。理论方面，首先简述了反尾旋伞系统概念，说明了反尾旋伞系统在飞行试验中的作用和当前的技术现状，建立了伞—机一体的动力学系统模型，指出了反尾旋伞系统设计中的关键问题；其次，作为设计基础详细地讨论了飞机尾旋运动及反尾旋伞动力学机理，归纳了各种尾旋理论预测方法，分析了各种方法对反尾旋伞设计的适用性，选择了适合反尾旋伞设计的理论计算方法。工程应用方面，以一架典型的现代战斗机为例，针对其特点通过分析和简化建立了详细的计算模型，应用基本理论和各种实验、试验支持手段，具体研究了该飞机反尾旋伞系统设计和试验的每一个主要技术环节，确定了主要设计参数，探讨了设计原则和具体的程序步骤，形成了反尾旋伞系统设计的一个完整技术过程。