飞机在飞行过程中，总会受到外界大气的扰动，如果飞机不稳定，飞机运动状态会自动增加偏离，造成驾驶员工作负荷的增加，甚至使驾驶员很难完成规定的飞行任务。如果飞机的稳定性过强，驾驶员要改变飞行状态，操纵就会困难。所以在飞机设计中，应满足合适的稳定性要求。

一般基准运动为平衡运动状态，如定常直线运动。飞机在扰动作用下，偏离其基准状态时的运动为扰动运动。在引起偏离的扰动停止作用后，如果飞机的运动特征参数能自动恢复到它在基准运动时的数值，则飞机在该基准状态下是稳定的。如果扰动作用停止后，飞机的运动特征参数不能自动恢复到基准运动时的数值，飞机在该平衡状态下是不稳定的。在航空技术发展的不同历史阶段，为了满足飞机的稳定性要求，在飞机设计中采用了不同的设计技术。早期，低速飞机的稳定性要求，主要通过气动布局和结构设计来保障飞机的稳定性。例如，飞机的气动焦点和飞机重心的相对位置关系对飞机的稳定性有决定性影响，飞机气动焦点的位置取决于气动布局，重心的位置由飞机的结构设计决定。

随着超音速飞机的出现，仅靠气动和结构设计来满足飞机的稳定性要求是困难的。因为飞机的低速和超音速气动特性不同，焦点位置随不同的飞行状态而变化，低速飞行时焦点靠前，在超音速状态焦点明显后移。这样飞机在整个飞行包线内，难以通过气动和结构布局来满足各状态下合适的稳定性要求。另外，飞机在高空高速飞行状态普遍存在阻尼力矩不足的情况。所以，超音速飞机的出现扩展了飞机的飞行包线范围，为了使飞机在整个飞行包线范围内能满足合适的稳定性要求，设计采用了控制器来改善飞机的稳定性。

除此之外，随着现代飞机飞行性能的提高和飞行任务的扩展，在气动和结构设计上放宽了飞机本体对稳定性的要求。例如，为了提高飞机的飞行性能，采用了放宽稳定性的布局，由此造成的稳定性问题，需要通过增稳控制器来改善飞机的稳定性；为了提高作战飞机的突防和隐身性能，减小甚至取消飞机的立尾，这也会带来稳定性问题。

在研究飞机的稳定性时，一般采用线性系统理论。线性系统理论是将飞机的运动方程进行线性化。线性化是以基准运动为参考，通常假设基准运动为对称定常直线运动。假设飞机具有对称面，飞机偏离基准运动的状态变化是小量。在此假设条件下，对飞机运动方程进行线性化处理，忽略状态变化量的二阶及其高阶小量，描述状态变化量的飞机运动方程为线性形式，称为小扰动运动方程。飞机的小扰动运动方程是纵向和横向分开的。

基于纵、横向分开的线性小扰动方程，分析飞机在基准状态的稳定性，飞机可能在某些自由度内具有稳定性，但在另外的某些自由度内可能不具有稳定性，如在纵向运动中具有稳定性的飞机，在横侧运动中却可能是不稳定的。稳定性还与所考虑的基准运动有关。同一飞机可能相对于某些基准运动是稳定的，相对于另外一些基准运动是不稳定的。此外，飞机在横侧稳定的情况下，飞机的航向角在扰动运动结束后，一般也恢复不到原来基准运动的数值。因此不用航向角作为判断横侧稳定性的运动特征参数。

基于飞机的线性运动方程，飞机的扰动运动有如下几种典型情况（见图）：①动稳定。扰动运动为减幅振动（阻尼振动），或为单调（非周期）衰减运动（图a和b）。②动不稳定。扰动运动为增幅振动（发散振动），或为单调（非周期）发散运动（图c和d）。③动中立稳定。扰动运动为等幅振动，或一直保持扰动状态（图e和f）。

如果飞机的扰动运动参数相对于基准运动参数有很大偏离，则运动方程不能线性化。这时空气动力和力矩也可能呈现非线性现象，于是小扰动理论不再适用，纵、横侧向运动也不能分开，而描述飞机运动的数学模型将是一组比较复杂的非线性微分方程。此外，如果飞机的基准运动不是平衡状态运动，而且运动参数变化剧烈，即使扰动量不大，描述飞机运动的数学模型也将是变系数线性微分方程组。对于这类非线性和变系数问题虽然有一些处理方法，如采用李雅普诺夫直接法（见李雅普诺夫方法）来分析稳定性等，但绝大多数问题还要通过数值计算方法来研究。

为了提高飞机性能，现代飞机采用了放宽稳定性的构型设计，将飞机本体设计成不稳定的，以减轻重量和减小阻力。但在加装增稳装置或自动驾驶仪等控制器后，作为整个飞机系统来说还是稳定的。研究带控制器飞机的稳定性，其系统模型包括飞机运动模型和控制器模型，通常是高阶系统模型。在设计飞机时，对它本身或对包括自动器在内的整个系统的稳定性往往有明确而具体的要求。