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在对飞机尾旋特性进行分析和预测时。要求获得该飞机的动稳定性导数，这些参数值不能用理论方法计算，必须用风洞试验方法确定。为此，设计了大攻角旋转天平支撑系统，此系统可测定飞机模型在布同姿态角下绕风轴以一系列恒定的角速率旋转时的气动特性。文中简要介绍了研究飞机尾旋的重要性和研究尾旋的方法以及用于低速风洞的大攻角旋转天平支撑系统的单体设计方案、试验能力，该支撑系统角度变化范围大、精度高、风洞的堵塞度小以及支架干扰量小，试验数据的精准度达到了较高的水平，可用于分析、预测飞机的尾旋特性。