20世纪30年代，英国航空调查委员会首次提出飞机“抖振”一词，并指出他们所调查的容克F13飞机在英国莫普坦失事就是由于上升气流和攻角突然增大诱导的飞机抖振引起的。20世纪末，D.G.玛贝给出了飞机抖振形成过程的详细解释：在飞机飞行时，机身前部和机翼边缘会产生不稳定的涡流，这些涡流的主要特点是其中大部分能量的能谱对应机翼、尾翼及机身表面的低阶结构振动模态的频带范围，这些高强度的涡流载荷与机体相互作用引起的结构共振就形成了抖振。

抖振是一种随机性振动，但在频域内是有规则的，其功率谱的主峰值一般与第一阶固有频率相对应。相较于颤振，抖振虽然不会立刻破坏飞行器的结构，但因此增加的结构应力会降低飞行器的疲劳寿命。同时，抖振还会对飞行器的气动性能、武器系统、机械电子仪器设备以及乘员的舒适性等产生不利影响。严重的抖振还可能导致驾驶员失去操纵能力，从而危及飞行与驾驶员的安全。所以，飞行器设计把抖振作为一个重要的因素予以考虑。

飞行器的抖振特性包括抖振边界、抖振深入特性及抖振载荷。抖振边界是指机翼抖振开始发生时，飞机迎角或此迎角下升力系数随飞行马赫数变化的曲线，超过此边界，飞行器即会产生抖振。对于民航飞机，其巡航飞行状态都必须在抖振边界以下并留有一定裕度；对于军用战斗机，因其具有很高的机动能力要求，可超越抖振边界飞行，所以必须测量抖振深入特性和抖振载荷。抖振载荷是指飞行器结构对分离气流脉动压力激励的响应，是结构振动强度的定量描述。飞行器的最小允许速度、安全飞行速度、垂直和水平机动能力等重要飞行性能的确定都与抖振特性密切相关。

飞机抖振问题一直是国内外研究的重点课题，研究手段主要包括理论分析和试验研究。由于飞机抖振的气动特性具有严重的非线性特性，气动力计算需要大量的计算资源，在早期计算机技术无法满足的情况下，简化的线性气动弹性模型（如准定常理论，小扰动势流理论）和经验、半经验气动模型在工程设计中得到了广泛应用。后来随着计算流体力学、计算机技术的迅速发展，基于全纳维  斯托克斯方程的飞机抖振问题研究进入高潮。