国外在VG的设计上已经取得较大的进展，并且得到实际的应用。从公开的文献来看，对VG的研究方向主要是机理的研究。20 世纪60 年代，Schubauer等对涡流发生器控制平板湍流边界层的流动分离的机理、湍流结构、流向涡的发展等进行了研究[1]。美国NASA　Langley研究中心的John C. Lin对用于翼型和机翼湍流附面层控制的涡流发生器原理作了大量试验研究工作,简要回顾了一些h/δ在0.1到0.5之间的微型涡流发生器在边界层流动分离控制方面的努力，并通过有关流体力学和空气动力学的应用数据分析指出：微型涡流发生器最好放置在流动分离相对固定的或者是在上游靠近分离线的位置（小于100h）[2]。Lin 等人在平板上进行单排涡流发生器的测试, 考察了偏转角度和高度对控制的影响[3-4]；Erik等分别采用Spalart-Allmaras，k-ω-SST 以及雷诺应力等湍流模型对湍流流场进行数值分析，发现以往基于各向同性假设的涡粘性湍流模型效果不是很好，雷诺应力模型效果较好[5]。Davide通过在典型的涡轮机中间管道的微型涡流发生器在逆压梯度下的实验结果对其用于控制湍流边界层分离进行了详细的分析[6]。20世纪末期，对于涡流发生器控制飞机部件流动的研究更佳重视， Ashill等对用于翼型和机翼湍流边界层控制的涡流发生器工作原理作了大量的试验[7]。针对激波/边界层干扰（SWBLI）的控制问题，Anderson，Shinn，Ford 等对多种微型三角楔构型进行了数值模拟和优化设计，在减缓SWBLI 诱导的流动分离以及改善超声速进气道启动性能上具有明显的效果[8-10]。Vavilis 和Ekaterinaris预测了主动和被动流动控制措施，它们均能有效抑制分离，提升机翼性能[11]。除了VG机理研究外，Vos 等人对求解N-S方程组进行总结研究，举出BAe飞机机翼采用涡流发生器进行流动分离控制的例子，发现由VG 引起的当地扰动能将激波向下游推动[12]。65225

国内对涡流发生器也进行了大量研究，如倪亚琴研究涡流发生器及其对边界层的影响，在风洞试验段侧壁安装涡流发生器情况下，论文网在马赫数0.4至0.9范围，使涡流发生器下游880mm处侧壁上的边界层约减薄了71%，而且对流场均匀度没有影响，并使半模试验有所改善[13]。张进、张彬乾等人在低速风洞中研究了微型涡流发生器弦向位置和安装偏角对超临界机翼附面层分离控制效果的影响，且研究结果表明，微型梯形涡流发生器对超临界机翼附面层分离的控制主要起减阻作用；其弦向最佳位置在分离线前约4倍涡流发生器高度之间；最佳安装角为35°[14]。刘刚、刘伟等人提出了涡流发生器的作用：一方面是通过小平板产生的尾涡搅动分离区内的气流，使边界层上部的高能气流得以与近壁的低能气流混合而增加近壁流体的动量和能量，从而延缓分离；另一方面是利用涡流发生器产生的尾涡阻隔向外翼的流动，防止低能气流在外翼上堆积，从而进一步增加升力和减少阻力[15]。阎文成等针对某一超临界翼形，在西北工业大学国防重点试验室NF-3低速风洞试验室中进行了超临界翼型的转捩特性、压力分布特性及气动力特性的实验研究[16]。此外，褚胡冰等提出涡流发生器在飞机增升装置中的应用及数值模拟方法研究[17]。