原理
沿機翼和後緣襟翼表面展向吹氣的方法是一種新概念渦控制技術。展向吹氣常見有沿機翼展向吹氣和沿後緣襟翼展向吹氣。由於中等後掠機翼在大迎角時，形成的前緣渦很弱且不穩定，也就是說易產生紊流分離。採用沿機翼展向吹氣技術，可以把前緣渦“鎖住”，從而使中等後掠機翼也能產生穩定的前緣渦，提供非線性渦升力。此外，展面吹氣還產生機翼“彎度效應”，由於展面吹氣使氣流順利繞過後掠前緣渦流向下游，減小了翼尖處的氣流分離，保持附著流的升力。
繞過後掠前緣渦流向下游，減小了翼尖處的氣流分離，保持附著流的升力。機翼展向吹氣噴嘴在弦向位置與吹氣強度有關，通常於機翼5%～30%弦長處沿展向設定一排小孔，順平行前緣方向向機翼外表面吹氣。試驗表明展向吹氣可提高機翼升力係數達60%。
機翼後部沿後緣襟翼前緣方向設定展向吹氣，可以增加表面附面層能量，而抑制襟翼偏轉時發生的氣流分離，從而提高襟翼效率。同樣在垂尾上對方向舵設定展向吹氣也可提高方向舵效率。通常噴氣嘴位於機身側面向機翼(或垂尾)與後緣襟翼(或方向舵)交界處吹氣。
此外，類似對邊條、鴨翼設定展向吹氣也可以獲得附加渦動力。從機翼後緣直接噴射出與機翼有角度的高速射流層面來代替結構襟翼或副翼是一種新的概念。其噴流層本身可作為襟翼而增加機翼的環量，起增升作用。此外，噴氣襟翼比結構襟翼可延緩氣流分離，還可產生一定的推力。
分類
機翼展向吹氣
對於高機動性戰鬥機常用的中等後掠角和中等展弦比的機翼，氣流從機翼上分離形成紊流，最多只能形成低強度的不穩定的旋渦，得不到細長機翼或邊條翼的渦升力，影響機動性的提高。在機翼上沿展向吹氣，可以使分離的氣流形成穩定得旋渦，得到與邊條機翼和細長機翼類似的渦升力及其相關的優點。
後緣襟翼展向吹氣
後緣襟翼的增升能力受襟翼偏度引起氣流分離的限制，在襟翼前緣展向吹氣增加附面層的能量，可以使用較大的襟翼偏度而不致引起分離。用這種方法提高襟翼效率是現代戰鬥機已經普遍採用的方法。如美國的F-4和俄羅斯米格-21戰鬥機等。襟翼展向吹氣需要在機翼上沿襟翼前緣鋪設管道，實現較為複雜。因此提出後緣襟翼展向吹氣的辦法，與機翼展向吹氣類似，在機翼後部的上表面沿襟翼前緣方向展向吹氣，噴嘴設在機身側面，展向吹氣增加機翼上表面附面層的能量，與弦向吹氣有類似的效果，可以增加偏度而不引起分離。國內外進行過大量的實驗研究工作。
其它套用
（1）邊條布局和鴨式布局展向吹氣(從發動機引入氣流，沿著機翼展向吹氣)。
（2）機翼展向吹氣與邊條、前後緣襟翼綜合套用。
影響因素
影響吹氣增升效果的參數包括吹氣動量係數，吹氣噴嘴在襟翼上的相對位置(包括吹氣噴嘴的弦向位置、展向位量、距翼面的垂直位置)，以及吹氣噴嘴的斜角等。
設計要求
1、如果機翼前緣和後緣襟翼上採用吹氣附面層控制，則顯著的增加了機翼前緣、後緣襟翼的法向力和鉸鏈力矩係數。有些實驗證明了，在整個迎角範圍內，在機翼前緣或是後緣襟翼轉折處吹氣，則機翼前緣法向力和機翼鉸鏈力矩係數將增加3～4倍，而襟翼法向力和鉸鏈力矩係數分別增加3倍和5倍。當然，這些係數的增加量與吹氣動量係數的值有關。因此，吹氣襟翼模型設計時，應注意前緣下垂，後緣襟翼鉸鏈軸或襟翼固定片的強度和剛度的校核。
2、通氣導管和機身中的貯氣罐應按實驗硬求的壓強比進行強度及剛度的校核。
3、要保證吹氣縫的強度和剛度，特別對剛度應予以足夠的重視。否則，實驗時吹氣縫的寬度達不到設計要求，而導致出現沿展向吹氣不均勻的現象，影響其吹氣襟翼效率。
4、 貯氣罐、集氣導管、供氣管路和吹氣縫等均應採用金屬結構，而且應該選用不易生鏽的材料，以免堵塞吹氣縫。
