基于试飞过程中积累的工程经验,提出了稳态尾旋假设,构建了表征飞机稳定尾旋模态的函数F(X)以及飞机大迎角气动力数学模型;并结合具体算例,使用中心内点法求解了该函数的极小值。优化计算结果表明,函数F(X)的极小值与飞机的稳定尾旋模态相对应,稳态尾旋特性的仿真计算结果与模型自由飞试验结果符合较好,证明本文提出的算法可以准确地计算飞机的尾旋特性。