Обычно при исследовании неустановившегося движения самолета тользуются гипотезой стационарности, которую можно формулировать сле­дующим образом: Силы и моменты, действующие на самолет в неустано­вившемся полете, полностью определяются кинематическими параметрами движения в данный момент времени. Другими словами, неустановившееся движение в некоторый момент времени заменяют (согласно гипотезе ста-дионарности) установившимся движением, имеющим те же углы аир, что в неустановившемся движении в этот момент времени, ту же скорость юлета и ту же угловую скорость относительно центра тяжести самолета, юторую имеет самолет в данный момент времени в неустановившемся движении. При изучении продольного неустановившегося движения самолета аэродинамические силы и моменты в соответствии с гипотезой стационар­ности следует считать функциями только скорости полета, угла атаки а н угловой скорости. Гипотеза стационарности чрезвычайно упрощает анализ и с этой точ­ки зрения весьма плодотворна; вряд ли наши сведения по устойчивости юлета самолета были бы такими полными, если бы в основу анализа не была положена гипотеза стационарности. Однако необходимо иметь в виду, что гипотеза стационарности является лишь первым приближением, грубой моделью действительного явления. В качестве примера явной неприменимости гипотезы стационарности изучению аэродинамических сил при неустановившемся потоке можно привести случай обтекания потоком крыла, установленного в аэродинами­ческой трубе под достаточно большим углом атаки а. Если мы будем про­изводить измерение подъемной силы на этом крыле, постепенно увеличи-зая угол атаки, то получим кривую, если производить такие же измерения, сначала увеличивая угол атаки, а потом постепенно уменьшая его, то для некоторых профилей может получиться кривая.