颤振预测不同于精确的科学，因为影响结构阻尼的机械物理过程仍然未能彻底搞清和完全预知。仍有很多探索模式来进行颤振试飞和对试验结果进行处理、解释。颤振永不能完全排除，只是可能延迟到超越了飞机正常飞行包线以外的速度。颤振只能被少数分析和飞行试验工程师理解．这容易导致管理者和飞行员粗心大意和失败。

颤振是非定常气动力、结构弹性和惯性力複杂的相互作用产生的一种不稳定现象，通常是使飞机结构或部件发散、振荡。颤振是一种承受非定常流的弹性体结构特有的现象，它有别于传统的飞机动力学处理方式j现代飞机结构越轻、越複杂，刚度变得越弱，速度越增加，就需要持续给予颤振以更大的关注。在材料和製造技术允许的前提下，如果飞机製造具有足够的刚度，许多问题将都不存在，但是这样必然会使飞机增重。

试飞工程师应与飞机系统设计师密切配合，因为试飞中要产生、测取和显示信息，需要利用机载硬体和软体资源。

对于FES方法而言，在飞机飞控系统中增加产生颤振激励信号软体，利用机上已有的硬体系统激励飞机结构回响，对于节约试飞资源是值得提倡的，使用这种方式就要求试飞工程师和飞控工程师联合进行。试飞工程师和颤振工程师对飞机应有预期，如果相差过大就要停止试验。

一般地，铝材料结构阻尼约为2%．複合材料结构阻尼约为1%，高速气流将产生气动阻尼。

结构阻尼和气动阻尼合称为总阻尼(气动弹性阻尼)。总阻尼一般会随着速度的增加而增加，直到出现“临界模态”阻尼，或是“最小颤振速度对应的模态”的阻尼，开始急剧下降。

颤振一旦发生，大概在3～4个循环内就会损坏结构，一旦开始，就是一种自身持续无须外界的力作用的运动。

当颤振是主动的时候，结构全系统的阻尼是负值，气动阻尼抵消结构阻尼，开始给系统增加能量。

颤振飞行试验的主要目的是要确定飞机气动弹性稳定性边界。传统的颤振飞行试验方法以颤振模态的阻尼比为指标来确定颤振边界。由于颤振飞行试验数据信噪比低、阻尼比是一个敏感性参数，以及阻尼比是飞行速度的非线性函式等原因，传统方法不能给出令人信服的颤振边界。

颤振理论计算使用数学模型来分析颤振边界，由于数学模型与真实系统之间存在误差，所以理论计算得到的颤振边界也存在偏差。

20世纪90年代末，美国学者提出了鲁棒颤振裕度法，该法综合利用了颤振数学模型和飞行试验数据，通过结构奇异值理论使两者优势互补，给出了颤振边界的保守性估计，提高了颤振飞行试验的安全可靠性。

颤振飞行试验十分危险。运用实时测量和各种激励技术来预测飞机在不同飞行高度、飞行速度和载荷係数下的飞机阻尼，并非常谨慎地由一个状态点移到下一个状态点。分析、地面试验和飞行试验总是一起全面消除在飞行中的颤振问题。

对于正常进行的颤振飞行试验，在临界试验点之前，採用先飞次临界的试验点逐步渐进的办法，利用这种方法，工程师可以确定阻尼随动压和马赫数增加时的变化趋势。通常动压和马赫数这两个参数是分别处理的，因为大马赫数一般只可能发生在高高度而大动压一般在低高度才能得到，这两者的高度差通常较大．如果关键模态被怀疑是高度临界，那幺有必要增加高度，在任何情况下，必须建立试验的最小安全高度。

通常，採用多个不断递增的速度点来循序渐进。点与点之间的速度增量，依赖于预测的颤振边界与颤振分析结果的接近程度。当接近颤振状态或阻尼快速下降时，就需要减小步子，自然地，由于飞机必须起飞并且爬升到试验高度，那幺在试验开始时，必须选择一些实用的速度起始点。选择这些速度必须基于所预测的颤振模态及其颤振裕量的保守性。试验大纲中必须建立并明确高度和速度的合理容差。通常，禁止超出飞机的最大速度。试验人员必须保持灵活性，如果观察到阻尼较低，就準备採用低于试验任务单中所规定的速度点，这一决定依赖于每个试验点飞行之前，通过条图仪或者计算机或者二者共同得到的数据的实时分析结果。飞机被限制在已经颤振飞行试验确认过的飞行包线範围内活动。与最终的飞行包线相比，这必须要小得多，即便如此，仍须按照试验进程慢慢地扩展包线直到达到试验目的颤振试验的机动依赖于所採集的数据类型。如果是採集扫频、突发一衰减或者随机数据，那幺就要求飞机保持姿态稳定(即按照一定的高度和速度飞行)，并按规定持续一段时间。有时不得不採用俯冲的姿态使飞机达到目标速度，为了预防空气密度即动压的明显影响，在一个高度带内来採集随机、突发一衰减和扫频数据。在一些试验大纲中按照给定的速度表进行试飞以确保飞机能够按照给定的试验剖面试飞，并且不会超出目标速度、动压和马赫数，当试验人员希望沿着红色的速度边界曲线进行无颤振试飞验证前，应在离散的各个高度上先完成这些试验点的确认。这类大纲是沿着这条“红线”俯冲，利用简单的激励方式来验证没有观测到低阻尼的回响，并不是在许多不同的高度上在不同的试验点上进行试飞、这类试验应陔是在试验团队合理地确认了沿着这条线不会发生颤振的情况下才可进行，冈为在俯冲时，飞机不能像在直线平飞状态下那样迅速改出颤振。

如果地面站监控人员或飞行员察觉到颤振开始发生，那幺应儘可能立即採取行动挽救飞机和飞行机组。应该给机组发出“终止动作、终止动作、终止动作”或类似的“退出”和“停止”口令。监控飞机回响的颤振工程师应该具有与飞机直接通话的无线电飞行员以缩短其他人传递口令还需要反应的时间。飞行员必须减小发动机推力使飞机儘可能快地脱离临界速度。也建议使用减速板等类似设备，但是值得注意的是这只是建议，因为一些减速板的位置可能加重颤振。假设机头轻微的抬高姿态都将有助于飞机减速。但是当飞机带外挂飞行时，由于加速度载荷可能加剧外挂颤振，不建议採纳这一最后的机动动作。如果正在受载的机动过程中，要立即恢复到直线水平飞行不受载的状态。如果激励设备正在工作，应立即终止激励系统。对于飞行员来说，有直接办法终止激励系统工作是很重要的，通常在操纵桿上加装开关。

当退出试验状态时，由于在超出一个较低可能的初始速度範围内，可能引起偶然的输入，所以结构振荡回响并不能马上消失。

为颤振试飞的一架安全的伴飞飞机几乎总是被强制要求的。因为颤振试飞经常被标以至少中等风险，採用最小飞行机组。空速系统应该被校準使空速读数只有2～3knots的误差。机组应该被提醒以免飞行速度超出了试验点速度。通常这类试验都是在无湍流的乾净气流中进行(除了将湍流作为激励源的情况)，否则可能使数据受到干扰，增加分析难度，另外，机翼和机身中的油量明显影响模态回响，所以建议进行不同油量状态下的分析和试验，除了载荷方面的因素之外，突然释放外挂产生的脉冲也可能激起颤振，这种情况也应该被分析并在可能的情况下进行试验验证。通常对带有控制增稳系统的飞机，当系统如果增大了潜在的颤振回响阻尼时，建议进行控制增稳系统丁作和不工作状态时的颤振试验。

颤振飞行试验是真实飞机在实际飞行条件下进行的，可以证明在设计的飞行包线内不发生颤振，并可以估计出大致的颤振安全余量。但是，由于其独特的複杂性和风险，万一考虑不当，飞机达到颤振临界速度时有可能会出现气动弹性不稳定性问题。因此，颤振飞行试验大纲的制定和实施必须全面、周到、细緻，把风险降低到最小。