研究意義
在低速飛行時，邊界層較薄，問題不是很嚴重。速度越高，邊界層問題越大，所以進入超音速飛行以後，邊界層控制變成飛機-發動機一體化設計的一個大問題。
除非取消進氣道，把發動機壓縮機直接暴露在“乾淨”空氣中，邊界層不可能完全消除，進氣道壁也會形成邊界層。但這是專門設計的，比較好控制，通常不是個問題。邊界層問題的最大來源是機體。機體外形是為全機氣動而設計的，不能太遷就發動機的進氣道邊界層控制。最簡單的邊界層控制就是使發動機進氣口遠離機體。民航客機的翼下發動機吊掛在機翼下，就沒有邊界層控制問題。早期機頭進氣的噴氣戰鬥機也沒有這個問題，事實上，這是早期噴氣戰鬥機廣泛採用機頭進氣的一個重要原因。
但即使在噴氣戰鬥機的早期，邊界層控制問題已經得到重視。早期噴氣發動機“脾氣”很大，弄不好就要失速、熄火，所以一切能夠幫助發動機穩定工作的措施都不能忽視。洛克希德 F-80 是美國第一種具有實戰能力的噴氣戰鬥機，兩頜進氣道就採用了邊界層分離板。
當然，邊界層不是光分離出去就解決問題的，這部分呆滯空氣還是要有出路，否則積聚在這個死區里，分離板很快就失去作用了。如何把呆滯氣流泄放出去就成為各種邊界層控制機制的特色。下面是幾種典型的做法。
除了用分離板分離，另一個辦法就是吸氣，把邊界層吸除了，同樣可以達到使進氣口流速分布均勻的目的。這最早是在沒有辦法用分離板的機頭進氣情況，如蘇聯為預研米格-25 而研製的米格 E-152 研究機。諾思羅普 YF-23 也採用了吸除法分離邊界層。
方法
在套用上(例如對航空飛行器來說)，層流邊界層的過渡和分離，使機翼等阻力增加和(或)舉力減少(甚至失速)，因此人們很早就設法使機翼表面光滑，並設計“層流翼剖面”，以維持層流邊界層。但這種控制是有限的，所以人們後來採用了許多人工控制邊界層的方法，以達到影響邊界層結構，從而避免邊界層內氣流分離，和減少阻力增加舉力的目的。實驗和理論得出如下的使流體局部加速的幾種有效方法：①使部分物面移動，②通過物面上的噴孔(狹縫)吹出流體，以增加表面滯流的能量；③通過物面上的狹縫，吸走滯流，使邊界層變薄，以抑制分離；④用不同氣體噴射，加速滯流；⑤變更機翼形狀。
控制技術
大涵道比低壓渦輪葉片通道的雷諾數很低，流場處於層流狀態，相對容易發生邊界層分離，其具體流場參數(葉型負荷分布、雷諾數、來流湍流度等)也決定了是否發生分離/再附、分離點/再附點的位置等。而且大涵道比渦扇發動機低壓渦輪葉片的展弦比一般比較大，在3：1到7：1之間，因此馬蹄渦、角渦、泄漏渦等端區、尖區二次流流動所能影響到的範圍有限，故而二次流損失所占比例較小。在這種情況下，邊界層分離造成的損失成為低壓渦輪內部最重要的流動損失，是影響低壓渦輪氣動效率的主要因素。在低壓渦輪的非定常設計中利用高湍流度與上游尾跡可以誘導邊界層的旁路轉捩，抑制邊界層分離，但其控制效果也受到負荷、雷諾數大小、尾跡頻率等參數的影響，並不能夠完全解決這一問題。作為抑制邊界層流動分離的另一種有效途徑，流動控制技術或獨立作用於低雷諾數高負荷低壓渦輪吸力面邊界層。或與尾跡共同作用，在渦輪部件中起到減小分離損失、實現高負荷渦輪設計的功能。
表面絆線促進轉捩技術
對於逆壓梯度非常大的低雷諾數高負荷渦輪葉片吸力面流場，僅僅依靠非定常尾跡不足以有效抑制邊界層分離。如T106C葉型渦輪葉柵，當雷諾數低至174000時，尾跡逆射流誘導的轉捩有較明顯的延遲，它形成的寂靜區持續時間也較短。如此，則分離泡長度的減小並不明顯，邊界層損失的降低量也受到很大限制。在此基礎上設定絆線以施加擾動，則可以明顯縮短轉捩與尾跡之間的延遲。在此情況下，分離泡才被明顯地縮短，邊界層損失明顯降低。此外，絆線提前轉捩，減小邊界層損失的技術可以在相當寬廣的雷諾數範圍內有效。
絆線控制提前轉捩的效果與絆線的高度、形狀密切相關。最佳的絆線高度大約是當地邊界層位移厚度的60%。台階形的絆線比圓形絆線的控制效果更好，而波浪形絆線僅在無尾跡的情況下具有提前轉捩的效果。然而，以提前轉捩為目的的絆線控制方式增加了湍流的濕面積，為了減小湍流邊界層的摩擦損失，應適當使載入位置靠後。
粗糙表面控制轉捩技術
與絆線類似，粗糙的葉片表面也對邊界層流場形成擾動。在低雷諾數高負荷渦輪的吸力面，局部逆壓梯度導致的流動分離、轉捩以及相應的流動損失大小都受到表面粗糙度的影響。J．P．Bons總結表面粗糙度控制邊界層流動分離的相關研究後認為，邊界層流動分離可以通過適當地增加局部表面粗糙度來控制。這種控制既可以通過提前轉捩來實現，也可以僅在層流邊界層流場中發揮作用，即通過增強動量交換而不藉助轉捩來促進分離流場再附。
在試驗研究中，葉片表面粗糙度一般用離散的粗糙元陣列來定量模擬。MariaVera等針對後載入超高負荷渦輪，用計入尾跡非定常作用的葉柵試驗證實了粗糙表面控制葉片吸力面分離，減小邊界層損失的作用。而Stephen K．Roberts等用柔壁模擬渦輪負荷分布，在平板上研究了粗糙元陣列對邊界層流場轉捩先兆、分離泡尺度的控制作用。研究表明，粗糙元陣列雖然不會明顯改變轉捩先兆波的頻率，但卻可以明顯增大先兆波的初始擾動幅值。
相關概念
邊界層轉捩
邊界層中的流態由層流過渡為湍流的過程。轉捩是一個十分複雜的流動變化過程，工程上常把轉捩過程簡化為一個突變現象。影響轉捩的主要因素是雷諾數，若邊界層當地雷諾數達到某一臨界值時，即發生轉捩。轉捩還受其他許多因素影響，如外流的原始湍流度、逆壓、梯度、流過曲面時離心力的作用、物面粗糙度、噪聲、系統的穩定性以及流體與物體間的熱交換等。
邊界層分離
邊界層流動從物體表面脫離的現象。二維邊界層分離有兩種情況，一是發生在光滑物面上，另一是發生在物面有尖角或其他外形中斷或不連續處。光滑物面上發生分離的原因在於，邊界層內的流體因克服粘性阻力而不斷損失動量，當遇到下游壓力變大（即存在逆壓梯度）時，更需要將動能轉變為壓力能，以便克服前方壓力而運動，這種情況越接近物面越嚴重。因此邊界層內法向速度梯度越接近物面下降越甚，當物面法向速度梯度在某位置上小到零時，表示一部分流體速度已為零，成為“死水”，邊界層流動無法沿物面發展，只能從物面脫離，該位置稱為分離點。分離後的邊界層在下游形成較大的旋渦區；但也可能在下游某處又回附到物面上，形成局部回流區或氣泡。尖點處發生邊界層分離的原因在於附近的外流流速很大，壓強很小，因而向下游必有很大的逆壓梯度，在其作用下，邊界層即從尖點處發生分離。三維邊界層的分離比較複雜，是正在深入研究的課題。邊界層分離導致繞流物體壓差阻力增大、飛機機翼升力減小、流體機械效率降低、螺旋槳性能下降等，一般希望避免或儘量推遲分離的發生；但有時也可利用分離，如小展弦比尖前緣機翼的前緣分離渦可導致很強的渦升力。
