抖振在飛機中是指在分離氣流或尾流激勵下發(fā)生的飛機部件按結(jié)構(gòu)自然頻率的振動。抖振的最主要例子是飛機的尾翼抖振。當尾翼處于機翼、機翼—機身接合部或其他部件的尾流中時，尾流中的擾動迫使尾翼作強烈的振動。在飛機作大迎角飛行時，特別容易發(fā)生尾翼抖振。在歷史上曾造成嚴重事故。機翼的抖振來自本身氣流的分離。在跨聲速范圍內(nèi)，激波誘發(fā)的邊界層分離則是導(dǎo)致抖振的另一重要原因。抖振限制了飛機的可用升力系數(shù)和馬赫數(shù)。防止抖振的措施通常是整流氣動外形和恰當?shù)匕才盼惨砼c機翼和機身的相對位置。 ^[1] 

抖振是一種隨機性振動，但在頻域內(nèi)是有規(guī)則的，其功率譜的主峰值一般與第一階固有頻率相對應(yīng)。相較于顫振，抖振雖然不會立刻破壞飛行器的結(jié)構(gòu)，但是增加的結(jié)構(gòu)應(yīng)力會降低飛行器疲勞壽命；同時，抖振還會對飛行器的氣動性能、武器系統(tǒng)、機械電子儀器設(shè)備以及乘員的舒適性等產(chǎn)生不利影響。嚴重的抖振還可能導(dǎo)致駕駛員失去操縱能力，從而危及飛行及駕駛員的安全。所以，飛行器設(shè)計都把抖振作為一個重要的因素予以考慮。

抖振可區(qū)分為升力型和非升力型兩類。升力型抖振出現(xiàn)在翼面上，包括通常所說的大迎角抖振、激波引起的抖振及機翼尾跡導(dǎo)致的尾翼抖振(見右圖)；非升力型抖振是指因飛行器外形突變而引起的抖振，常見于飛機炸彈艙門、減速板打開，起落架放下的狀態(tài)及運載火箭面積變化率不連續(xù)等。

飛行器的抖振特性包括抖振邊界、抖振深入特性及抖振載荷。抖振邊界是指機翼抖振開始發(fā)生時的飛機迎角或此迎角下升力系數(shù)隨Ma變化的曲線，表示超過此邊界飛行器即會產(chǎn)生抖振。對于民航飛機，其巡航飛行狀態(tài)都必須在抖振邊界以下并留有一定裕度(通常預(yù)留裕度為ΔC_L=0.1)；對于軍用戰(zhàn)斗機，因有很高的機動能力要求，可超越抖振邊界飛行，所以必須測量抖振深入特性和抖振載荷。抖振載荷是指飛行器結(jié)構(gòu)對分離氣流脈動壓力激勵的響應(yīng)，是結(jié)構(gòu)振動強度的定量描述。飛行器的最小允許速度、安全飛行速度、垂直和水平機動能力等重要飛行性能的確定都和抖振特性密切相關(guān)。 ^[2] 

激振力幾乎不受振動本身的影響。主要實例為飛機尾翼的抖振。當飛機作跨聲速飛行時，機翼表面有局部超聲速區(qū)，該區(qū)以激波結(jié)束。激波與翼面上的邊界層有強烈的相互作用 ，當激波強度足夠大時，導(dǎo)致邊界層分離。分離氣流很不穩(wěn)定，當其流向下游沖擊尾翼時，就使尾翼發(fā)生抖振。發(fā)生抖振的飛行馬赫數(shù)同翼剖面的形狀和迎角有關(guān)。當自由流速達到超聲速時，激波移至后緣，抖振消失。此外，飛機作低速大迎角飛行時，機翼表面及翼身結(jié)合處的邊界層嚴重分離，挾帶大量混亂渦的分離氣流沖擊尾翼同樣引起抖振。抖振嚴重時，飛機有可能在空中解體。 ^[1] 

確定飛機抖振開始時的迎角（或升力系數(shù)）隨飛行高度和馬赫數(shù)變化所構(gòu)成邊界的飛行試驗。超過抖振邊界后飛機進入抖振區(qū)，在抖振區(qū)內(nèi)，飛機的縱向穩(wěn)定性和操縱性變壞，結(jié)構(gòu)和振動程度劇增，機上人員感到不適，結(jié)構(gòu)強度和機上設(shè)備的工作受到影響。抖振強度隨進入抖振區(qū)的深度而增加。為確定抖振邊界必須使飛機進入抖振區(qū)，所以抖振試飛的難度大，風(fēng)險也較大。通常采用粘貼于結(jié)構(gòu)上的應(yīng)變片和振動加速度傳感器及磁帶記錄器組成測試系統(tǒng)。在應(yīng)變值或振幅值達到規(guī)定值時，確定其抖振邊界。 ^[1]