Это хорошо известное работникам аэродинамических лаборато­рий обстоятельство — что значение зависит от того, в каком направ-тении изменяется угол атаки — объясняется «аэродинамическим тетере-жюм»: режим течения в пограничном слое при различных способах изме­нения угла атаки получается различным, различными получаются и аэро­динамические силы. Приведенный пример не имеет отношения к задачам, рассматри­ваемым в настоящем курсе, так как за исключением вопроса о штопоре при увеличе­нии  и   уменьшении   угла а для некоторых крыльев. Однако и при решении стоящих перед нами задач нам придется столк­нуться со случаем, когда при­менение гипотезы стационар­ности приводит к заметным по­грешностям. В других случаях гипотеза стационарности слу­жит надежным фундаментом для анализа. Итак, в соответствии с ги­потезой стационарности полная величина аэродинамических сил и моментов при неустановив­шемся движении самолета может  быть  представлена   как  сумма   следующих  сил   и   моментов: сил и моментов, которые действовали бы на самолет при установив­шемся прямолинейном движении с теми же углом атаки а, углом сколь­жения и скоростью полета, что и в данный момент времени при неуста­новившемся движении; сил и моментов, обусловленных постоянной по времени угловой скоростью, равной угловой скорости в данный момент времени при неустановившемся движении. Это положение, справедливое лишь в первом приближении для неустановившегося движения, становится точным для криволинейного установившегося движения. Исходя из указанного мы будем рассматривать в настоящей главе только ту часть аэродинамических сил и моментов, которая зависит от угловой скорости вращения самолета относительно центра тяжести.