NASA的STARC ABL观点机，尾部有一个大大的电涵道风扇
边界层（Boundry Layer），是附在机身表面的一个薄层，也叫附面层。空气由于存在一定粘度的关系，在机身表面的空气速率险些为0；在机身表面法向方向上，附面层的速率变革相称大，也便是说有速率很高的梯度。附面层流过机身后，会在飞机尾部发生分离，从而产生相称多的涡旋、湍流，导致机身尾部形成一个低压区，而这个低压区就和机身头部的空气形成了一个压差，表现为向后的一个阻力，这个阻力也叫压差阻力或者尾流阻力。压差阻力是一个很普遍的征象，在汽车上也非常常见，这也是为什么一些豪华跑车会配置一些空气动力学套件的缘故原由。
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附面层分离，圈圈状的便是附面层分离后产生的涡旋和湍流
汽车在高速行驶时紧张的阻力都是压差阻力
流经飞灵活员机的空气，赤色为低速的边界层
飞机的压差阻力示意图
既然速率相对较慢的汽车都是如此，飞机的压差阻力自然也就更大了。而现在在飞机尾部增加的这个电力涵道风扇，起到的浸染正好是将飞机的附面层加速，阻挡附面层形成涡旋和湍流。这样，尾部的低压区也就不存在了，飞机的压差阻力将大大减小。
附面层（赤色）被风扇加速后，变为高速流动的空气（绿色），不会在尾部形成低压区
实在这个方案早就得到了实际运用，只是最早是用在了炮弹上，而不是翱翔器上。弹道学专家为了给炮弹减阻增程，在炮弹的尾部增加了一个火箭发动机，在炮弹出膛后火箭发动机事情，排出少量燃气，使得尾部得到了额外能量而改变了流场，从而减少了压差阻力。底排弹比起普通弹，可增程30%，效果非常明显。
底排弹弹构造，在炮弹尾部有一个火箭发动机
那么NASA的这个设计，到底得到了多大收益呢？首先我们要知道，即便是电动风扇，它的电源也是通过飞灵活员机发电而得来的，飞灵活员发电的过程中本身也是要花费一定燃料的。但由于BLI减阻收益非常大，使得综合下来还是可以减少很多的燃料花费。经由实验表明，比起常规的大飞机，STARC-ABL飞机可以节省10%的燃料花费，这可是一项非常重大的革命性成果。
NASA实验的结果，利用BLI+涡扇发动机可以减少10%燃料花费
尾部的BLI能源来自于两台涡扇发动机的发电
还有一个更大的收益是，飞机对涡扇发动机的最大推力需求也降落了。STARC-ABL在起飞阶段只需发动机达到最大推力的80%，而在巡航时只须要55%，而其他的推力全部由电涵道风扇供应。这意味着飞机可以选用涵道比更小的涡扇发动机，不仅减少了制造本钱，而且涵道更小的发动机迎风面也更小，进一步降落飞机的阻力。在NASA的NEAT测试（NASA Electric Aircraft Testbed）中，这个方案也成功实现了在5秒内达到95%的能量输出，以知足紧急起飞情形的需求；此外在现有飞机的翱翔包线中，这种稠浊动力的方案并未涌现意外的失落速，证明了这个别系的鲁棒性。
采取BLI电涵道风扇方案后，涡扇发动机可以选用更小的（由透明绿色的尺寸变为蓝色的尺寸）
电池功能的稠浊动力如果说STARC ABL比较像丰田的增程式稠浊动力，那么NASA的另一种方案，则更像比亚迪的插电式的稠浊动力，这种方案是直接在飞机内部增加一套动力系统，利用电池驱动电机，电机与涡扇发动机将动力输出到同一个轴上，从而节省了涡扇发动机燃烧室的燃料花费。由于电力本身来自于电池的充电，不须要涡扇发动机进行发电，以是可以实现更高的燃料节约。
稠浊推进方案采取电-燃复合联合推进
稠浊推进方案的发动机构造
看下图可知，涡桨发动机和涡扇发动机的实际效率只有39%和33%，而电池和氢燃料电池驱动电动机的方案，效率则可以达到73%和44%。不过由于实际可行性的关系，这种方案比较适用于小型飞机，而大型飞机则更适宜利用STARC ABL这种方案。
涡桨、涡扇发动机和纯电方案的效率比拟
NASA在新能源飞机上已经形成了稠浊动力和涡扇发电两大技能路线，覆盖所有功率级别的飞机
NASA的愿景是，在2035年前，实现30MW功率级的稠浊动力飞机的研制。这种方案如果能够实用化成功，无疑将对民用航空工业产生一次巨大的家当冲击。