喷气飞机的进气口当然就是给发动机“喂”空气的，空气应该平顺地进入发动机，或者说，在发动机的正面，每一点上空气的流速、压力应该是一样的。但实际上，即使是“平顺”的所谓层流，即空气流动的方向是一致的，没有横七竖八的现象，由于空气是有粘性的（尽管很低），空气和物体表面的摩擦使接近表面的流速下降，而远离表面的“自由空气”的流速相对均匀。实际空气在接近物体表面时经常不是层流状态，而是涡流状态，流速、方向都是混乱的。下图来自 NASA 网站，比较好地定义了边界层。

　　水平的箭头表示这一点空气的流速，箭头越长速度越快。可以看到，越接近物体表面，流速越低。层流（laminar flow）的流向至少还是一致地从左向右，但涡流（也叫湍流，turbulent flow）就可以打转转了。在理论上，物体表面这一点上的流速是零。从流速开始下降到物体表面这一段，在流体力学里称为边界层，或者附面层，都是一个意思。

　　显然，如果发动机进气口的半径大大超过边界层的宽度（通常确实如此），那发动机的进气效率就要受到影响，最坏的情况就是压缩机失速，也就是说，压缩机叶片“吃”不到空气，好像轮子打滑一样。更坏的情况是压缩机喘振，也就是压缩机“吃”不到空气，拼命“喘气”，导致大量空气涌入，然后“呛住”，再缓一口气，然后又“吃”不到空气，这样反复。这可能导致叶片损坏或者发动机熄火。

　　在低速飞行时，边界层较薄，问题不是很严重。速度越高，边界层问题越大，所以进入超音速飞行以后，边界层控制变成飞机-发动机一体化设计的一个大问题。

　　除非取消进气道，把发动机压缩机直接暴露在“干净”空气中，边界层不可能完全消除，进气道壁也会形成边界层。但这是专门设计的，比较好控制，通常不是个问题。边界层问题的最大来源是机体。机体外形是为全机气动而设计的，不能太迁就发动机的进气道边界层控制。最简单的边界层控制就是使发动机进气口远离机体。民航客机的翼下发动机吊挂在机翼下，就没有边界层控制问题。早期机头进气的喷气战斗机也没有这个问题，事实上，这是早期喷气战斗机广泛采用机头进气的一个重要原因。

吊挂在自由空气中的翼下发动机没有边界层控制的问题

翼下吊挂发动机的 Me 262 也没有这个问题

机头进气的喷气战斗机同样没有边界层控制问题，至少在速度较低的时候

　　但即使在喷气战斗机的早期，边界层控制问题已经得到重视。早期喷气发动机“脾气”很大，弄不好就要失速、熄火，所以一切能够帮助发动机稳定工作的措施都不能忽视。洛克希德 F-80 是美国第一种具有实战能力的喷气战斗机，两颌进气道就采用了边界层分离板。

洛克希德 F-80 的进气口边界层分离板，兜进边界层分离板内侧的呆滞空气从后上方的泄气口排放出去

F-22 也是一样