双垂尾抖振一直是飞机设计(尤其是第四代战斗机)中的一个关键问题。分离流、激波一附面层干扰及尾迹流引起的无规则压力脉动均可引起双垂尾显着的结构回响，导致抖振。双垂尾抖振是一种强迫振动。

双垂尾抖振对飞机有非常大的影响，它虽然不像颤振那样立即导致结构的破坏，但是，它增加了结构的应力，降低了结构的疲劳寿命;降低了飞行器的飞行性能和操纵性能;影响了武器系统的瞄準、跟蹤和射击;影响了机载电子仪器的正常工作及乘员的舒适;结构的强烈振动还会使驾驶员感到颠簸、烦恼和疲劳，工作效率下降，甚至引起事故。

双垂尾抖振可以大致分为三类。第一类是垂尾处在高能量的紊流中引起的抖振。若垂尾处在上游机身、机翼的尾迹流中，或处在边条翼布局的边条涡破裂流动中均会引起此类抖振。这种抖振不是由垂尾自身引起的，其脉动压力的频率範围有些情况会很宽，但有些情况下又会很窄。第二类就是垂尾自身引起的抖振，在大侧滑角时垂尾表面气流分离或飞行Ma数较大时激波一附面层干扰引起的压力脉动会导致这类抖振。第三类抖振属于藕合抖振，飞机其它部件的抖振频率和振型如果与垂尾的自振频率和振型接近的话，就有可能通过结构祸合引起垂尾抖振。这三类抖振中，第一类是最主要的抖振形式，对垂尾结构的影响最大。

如上所述，垂尾处在高能量的紊流中引起的抖振又可以细分为两类。第一类是由上游机身和机翼产生的尾迹流作用在垂尾上引起的抖振，这类抖振与大多数平尾的抖振差不多，都是由于气流流过上游机身和机翼后恶化、紊乱，从而使得浸没于其中的垂尾表面上作用了很强的脉动载荷，引起垂尾抖振。国外的一些风洞实验和飞行实验表明F-14和F-15战斗机的垂尾出现过这类抖振。Triplett还给出了F-15风洞实验模型中垂尾表面非定常压力分布，结果表明，当在大迎角下模拟战斗机动操纵时垂尾出现很大的抖振回响，主要回响为第一扭转模态，且在迎角22度时达到最大值。

第二类是大后掠角边条翼产生的脱体涡引起的抖振。现代高机动性战斗机的设计非常强调大迎角和高载荷下的飞行性能和操纵性。为达到这种要求，广泛採用了边条翼双垂尾气动布局形式。如美国的F/A-18 , F/A-22，俄罗斯的米格-29、米格-31、苏-27等。在较大迎角下，机翼前缘边条产生强度很大的脱体涡，并越过机翼上表面向后流动，边条涡的诱导作用一方面加速了机翼表面的气流速度增加升力，另一方面延迟了机翼上表面的气流分离提高机翼失速迎角;同时，边条涡也加速了垂尾表面的气流，提高了飞机的稳定性。然而，当迎角过大时，大后掠边条产生的脱体涡会在垂尾前方发生破裂使得垂尾浸没在紊流度很大的漩涡流中。破裂涡流动在垂尾表面作用了很强的非定常脉动载荷，从而导致双垂尾显着的结构回响，发生抖振。

对于这种边条翼布局的双垂尾抖振问题，国外从上世纪80年代末到现在己经作了大量的风洞实验研究，并且发展了一系列成熟的双垂尾抖振测量方法，包括定常和非定常参数测量两大类。定常参数测量法包括升力线拐点法和轴向力拐点法;非定常参数测量法包括翼根弯矩法、半翼展扭矩法、翼尖加速度法、后缘静压係数发散法、表面脉动压力法和脉动速度法等。其中，使用较为普遍的有翼根弯矩法、翼尖加速度法、表面脉动压力法。同时还通过功率谱分析及流场显示技术来研究边条翼布局双垂尾抖振的特性和机理。

边条翼布局双垂尾抖振问题中最具代表性的就是美国F/A-18飞机的双垂尾抖振。为了深入研究F/A-18的双垂尾抖振问题，国外做了大量风洞实验、水洞实验及飞行实验研究。Seller等人在低速实验中通过雷射都卜勒测速仪测量了YF-17模型(与F/A-18模型相似)某些位置的三个速度分量。结果表明在迎角达到25度时，边条翼产生的脱体涡的破裂清晰可见，并且在垂尾附近的速度波动非常明显，测得的速度波动均方根值高达自由来流速度的40%。Wentz做了F/A-18模型的水洞实验，实验表明当迎角达到25度或更高时，边条翼产生的脱体涡在垂尾前面发生破裂;如果破裂流中与垂尾低模态振动对应的频率部分能量很高就会引起很大的垂尾结构回响。同时去掉机翼后推迟了边条涡的破裂，这表明边条涡破裂主要是由于机翼表面的气流分离和失速引起的。Zimmerman, Ferman等人在他们的报告中给出了F/A-18的一部分飞行数据，他们研究了两种通过实验模型测量预估全机抖振回响方法的可行性。飞行测试表明，F/A-18战斗机双垂尾的抖振回响模态主要为第一弯曲(约15HZ)和第二弯曲(约45HZ)模态，且最大回响出现在30度迎角附近。

Moss等人对1/6大小的F-18模型作了M数0.3 ~0.95範围内的抖振实验，实验结果表明，垂尾抖振回响发生在第一弯曲模态，且最大回响出现在30度~40度之间;抖振回响随来流动压增加而增强，在动压相同情况下，Ma数0.3时抖振回响比其它Ma数时的回响大;实验中他们将不同动压和不同刚度垂尾实验结果无因次化为抖振激励参数进行比较，其结果符合得较好。同时，他们还研究了平尾对垂尾抖振的影响，结果表明在在低M数时，平尾的存在减小了垂尾的抖振强度，而在高M数时平尾对其基本没有影响。他们分析可能是由于平尾产生的上洗气流能使一部分尾迹偏离垂尾，从而降低抖振强度，而当M数增大时，上洗气流就不足以使高速的尾迹发生偏转了。Bean和Lee在三音速风洞里对F/A-18的6%刚体模型作了一系列迎角和Ma数下的双垂尾抖振回响实验。实验结果表明，抖振的扭转模态发生在低迎角下，且强度比基本的弯曲模态更大。Mose和Pendleton在实验中比较了FlA-18飞机全尺寸模型和1/6模型垂尾表面的定常压力、非定常压力及根部弯矩。实验结果表明，随迎角增大，垂尾抖振的表面脉动压力越集中在很窄的低频範围，两种模型的趋势都一样。Liguore等人採用15%比例的F/A-18模型通过风洞实验研究了对称全拉起机动对垂尾抖振载荷及回响的影响，结果表明，在全拉起机动过程中，抖振回响的性质发生了变化:一般，抖振回响是动压和迎角的函式，然而，模型俯仰运动降低了抖振载荷，并随着动压或俯仰速度的增大，涡破裂点后移，涡半径变小，抖振激励的中心频率增大；7度/s的俯仰速度产生的涡相当于4度迎角的抖振载荷的减小，飞机实际的俯仰速度可达30度/s，因此抖振回响会有更大的降低。

已有研究结果表明，抖振回响功率谱密度函式曲线主峰对应频率，一般与结构第一阶固有频率相同。据此一般用于飞机尾翼非升力型抖振研究的气动弹性抖振模型设计的经验原则是:根据抖振回响中以翼面结构第一阶弯曲模态回响为主的原理，模型设计必须至少要保证模型第一阶弯曲模态与尾翼结构第一阶弯曲模态满足动力学相似要求注意实际中往往要根据具体情况考虑尾翼的多个相关主要低阶模态。

根据飞机结构实际情况，模型主体构型设计採用弹性的后机身(包括弹性后机身、弹性垂尾及平尾)，而模型机身前段主要起维形整流作用。若研究的是尾翼非升力型抖振问题，模型设计不必考虑机翼的影口息根据风洞试验段尺寸、飞机巡航速度、高度等因素，适当选择模型对实物的长度、速度及密度这3个物理量的缩比因子，通过量纲分析，由这3个物理量的缩比因子得出模型对实物的质量、刚度的缩比因子，然后对原始数据进行缩比处理最后根据缩比后的原始数据设计模型各部件的具体尺寸。

目前国际上最常用的测试方法，包括垂尾根部弯矩测量、垂尾翼尖加速度测量及垂尾表面脉动压力测量，同时通过雷射片光源流场显示手段来研究边条翼布局的边条涡破裂特性，验证该布局的双垂尾抖振发生机理。

根部弯矩测量就是在垂尾根部沿垂直于翼根的方向贴上电阻应变片，垂尾根部应变信号可转换为应变桥的电压信号从而通过数据採集器进行採集并贮存到电脑中。最后通过垂尾的应变与根部弯矩关係可以计算出垂尾的根部弯矩回响。抖振回响强度可以用根部脉动弯矩的均方根值来衡量。当垂尾未发生抖振时，感测器感受到的信号仅是风洞环境噪音引起的结构回响。在这个範围内，感测器感受到的弯矩信号基本上不随迎角变化，而当迎角增加到一定程度时，边条涡发生破裂，破裂流作用在垂尾上很强的脉动载荷，引起垂尾很大的结构回响，弯矩均方根值迅速增加。弯矩均方根值随迎角变化的曲线出现明显拐折，拐折处对应的迎角即定义为抖振起始迎角。

翼尖加速度测量的基本原理类似于翼根弯矩法，但感测器为加速度感测器。将加速度感测器安装在垂尾翼尖振幅较大处，测量翼尖处的加速度回响。当翼尖加速度随迎角变化曲线发生拐折时，所对应的迎角称为抖振起始迎角。

由于垂尾抖振回响是由于作用在其表面上的脉动气动载荷引起的，因此可以直接在垂尾表面某些特徵点处安装脉动压力感测器以测量该处的脉动压力。若边条涡未发生破裂，作用在垂尾表面上的气流比较稳定，则感测器只感受到风洞噪音引起的信号。若边条涡发生了破裂，感测器则会感受到破裂涡作用在垂尾表面上的脉动载荷。这样根据脉动载荷随迎角的变化曲线也可以判别抖振起始迎角。另外，刚性垂尾表面上均匀分布一定数量的压力感测器，就可以将表面各点处的瞬时压力沿表面积分而近似得到气动载荷作用在垂尾上的根部弯矩回响。从而根据弯矩回响曲线判断垂尾抖振起始迎角。