立尾
垂直尾翼簡稱垂尾，也叫做立尾，安裝在機身後部，其功能與水平尾翼類似，也是用來保持飛機在飛行中的穩定性和控制飛機的飛行姿態。不同的是垂直尾翼是使飛機在左右(偏航)方向具有一定的靜穩定性，並控制飛機在左右(偏航)方向的運動。同水平尾翼一樣，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏轉的方向舵組成，垂直尾翼上可安裝通訊裝置。如果垂直尾翼脫落，將會對飛機飛行造成致命影響,輕者對飛行穩定產生影響，由於飛機主要的液壓控制管線都通過垂尾，一旦脫落，飛機液壓必定泄露，飛機必然會失去控制，飛行穩定也會受到影響，飛機可能會墜毀。
與單立尾區別
單立尾戰機的偏航力矩完全由單垂尾上的方向舵完成，雖然結構簡單，但是受力過大,對於某些高機動性的重型戰鬥機來說，單垂尾承受不了這樣的負荷,所以就出現了雙立尾,雙立尾上的兩片方向舵分別承擔偏航力矩，這樣受力會小的多。
很多先進戰鬥機採用單立尾，比如F16、J10、歐洲的兩風等等。問題的關鍵不在於機動行，而在與立尾本身的氣動負荷。戰鬥機機動性要求高，如果本身體積大，質量大，比如重型戰鬥機，只能採用雙立尾來分擔氣動負荷.多一個立尾就多一套機械控制系統，所以原則上只有無法採用單立尾的情況下才考慮雙立尾。
雙立尾最主要是提高大攻角時的機動性，單立尾在大攻角時因機身阻擋氣流受干擾，會減弱和失掉機動操控能力，所以單立尾布局多採用腹鰭補救；雙立尾在大攻角時則可避開機身干擾，因而可獲得較好的大迎角機動能力。
同時雙立尾可以提高操縱力矩，也就是在同樣操縱力矩的情況下可以降低立尾的高度，但是由於多了一套空氣動力平面，雙立尾之間的互相干擾，以及雙立尾與其他翼面的相互作用就比較複雜，同時由於多了一套操縱機構，重量和複雜性都有相應的增加。因此對於起飛重量不大，或者可以採取其他措施來提高水平機動性的，未必採用雙立尾。
雙立尾外傾，得以避開大攻角飛行時機身對立尾的遮擋，增加方向穩定性。外傾的雙立尾容許在起飛時兩側舵面同時向內翻轉(toe in)，依靠外傾的角度，形成額外的向下的壓力分量，以主輪為支點，及早地使機頭抬起來，縮短起飛距離;在著艦滑跑時，則兩側舵面同時向外翻轉(flare out)，充當減速板，並形成使機頭向下的壓力分量，加強剎車效果。不過實用中，一般起飛、著陸都是向內翻(toe in)，這是因為艦載機著艦時，實際上是按起飛的動作，這是準備萬一著艦失敗，可以立刻復飛。
雙立尾戰機
雙立尾戰鬥機憑藉著優異的性能在各國軍用飛機市場上越來越受到重視，如俄羅斯的帶有雙立尾戰鬥機Su-7 、Su-30 、Su -33、Su-35、MG-9和MG-31已成為該國航空兵部隊的中堅力量，Su-47、MG-1.44和T-50等雙立尾戰鬥機已成為俄羅斯未來戰鬥機的發展方向，而美國的F-18、F-22和F-35等雙立尾戰鬥機已成為該國海軍航空兵和空軍的尖端力量.從俄美兩國戰鬥機發展趨勢看，戰鬥機的雙立尾從垂直於機身的布局向外側對等偏轉的布局發展，即這些新型戰鬥機的雙立尾都向兩側對等偏轉一定角度.我國軍方及航空工業有關部門對雙立尾戰鬥機也非常感興趣，也有研發雙立尾戰鬥機的舉措。
雙立尾抖振
雙立尾抖振一直是飛機設計(尤其是第四代戰鬥機)中的一個關鍵問題。分離流、激波一附面層干擾及尾跡流引起的無規則壓力脈動均可引起雙垂尾顯著的結構回響，導致抖振。雙垂尾抖振是一種強迫振動。
雙立尾抖振對飛機有非常大的影響，它雖然不像顫振那樣立即導致結構的破壞，但是，它增加了結構的應力，降低了結構的疲勞壽命;降低了飛行器的飛行性能和操縱性能;影響了武器系統的瞄準、跟蹤和射擊;影響了機載電子儀器的正常工作及乘員的舒適;結構的強烈振動還會使駕駛員感到顛簸、煩惱和疲勞，工作效率下降，甚至引起事故。
雙立尾抖振可以大致分為三類。第一類是垂尾處在高能量的紊流中引起的抖振。若立尾處在上游機身、機翼的尾跡流中，或處在邊條翼布局的邊條渦破裂流動中均會引起此類抖振。這種抖振不是由立尾自身引起的，其脈動壓力的頻率範圍有些情況會很寬，但有些情況下又會很窄。第二類就是立尾自身引起的抖振，在大側滑角時垂尾表面氣流分離或飛行Ma數較大時激波一附面層干擾引起的壓力脈動會導致這類抖振。第三類抖振屬於藕合抖振，飛機其它部件的抖振頻率和振型如果與立尾的自振頻率和振型接近的話，就有可能通過結構禍合引起垂尾抖振。這三類抖振中，第一類是最主要的抖振形式，對垂尾結構的影響最大。
如上所述，立尾處在高能量的紊流中引起的抖振又可以細分為兩類。第一類是由上游機身和機翼產生的尾跡流作用在立尾上引起的抖振，這類抖振與大多數平尾的抖振差不多，都是由於氣流流過上游機身和機翼後惡化、紊亂，從而使得浸沒於其中的垂尾表面上作用了很強的脈動載荷，引起垂尾抖振。國外的一些風洞實驗和飛行實驗表明F-14和F-15戰鬥機的垂尾出現過這類抖振。當在大迎角下模擬戰鬥機動操縱時垂尾出現很大的抖振回響，主要回響為第一扭轉模態，且在迎角22度時達到最大值。
第二類是大後掠角邊條翼產生的脫體渦引起的抖振。現代高機動性戰鬥機的設計非常強調大迎角和高載荷下的飛行性能和操縱性。為達到這種要求，廣泛採用了邊條翼雙垂尾氣動布局形式。如美國的F/A-18 , F/A-22，俄羅斯的米格-29、米格-31、Su-27等。在較大迎角下，機翼前緣邊條產生強度很大的脫體渦，並越過機翼上表面向後流動，邊條渦的誘導作用一方面加速了機翼表面的氣流速度增加升力，另一方面延遲了機翼上表面的氣流分離提高機翼失速迎角；同時，邊條渦也加速了垂尾表面的氣流，提高了飛機的穩定性。然而，當迎角過大時，大後掠邊條產生的脫體渦會在垂尾前方發生破裂使得垂尾浸沒在紊流度很大的漩渦流中。破裂渦流動在垂尾表面作用了很強的非定常脈動載荷，從而導致雙垂尾顯著的結構回響，發生抖振。
