边界层是一个薄层，它紧靠物面，沿壁面法线方向存在着很大的速度梯度和旋度的流动区域。粘性应力对边界层的流体来说是阻力，所以随着流体沿物面向后流动，边界层内的流体会逐渐减速，增压。若流动在逆压梯度作用下，则会进一步减速，最后整个边界层内的流体的动能不足以长久的维持流动一直向下游进行，以致在物体表面某处其速度会与势流的速度方向相反，即产生逆流。该逆流会把边界层向势流中排挤，造成边界层突然变厚或分离。边界层分离之后，它将从紧靠物面的地方抬起进入主流，与主流发生参混。结果使整个掺混区域的压力趋于一致。

由上面的原理我们可以知道，边界层要分离必须满足两个条件：一是逆压强梯度。二是外层动量来不及传入。

边界层分离如果发生在机翼上将产生很严重的后果，那就是失速。边界层分离还会使机翼的阻力大大增加，机翼被设计成园头尖尾的流线型就是为了减小阻力。在高亚音速飞机上採用的超临界翼型，也是为了避免边界层的分离。

航空科技人员为了克服边界层分离所做的努力，贯穿了近代航空的发展历程，始终是推进航空科技发展的重要动力之一。

空气流过一固体曲面(如机翼上表面)时，如图1所示，从前缘起，主流流管逐渐变细，流速逐渐加快，压力逐渐减小，存在顺压梯度(∂p/∂x<0)；主流向后流动至某点，流管最细，流速最快，压力最小(∂p/∂x=o)；再往后，流管变粗，流速减慢，压力又逐渐增大，存在逆压梯度(∂p/∂x>o)。由于边界层内沿物面法线方向各点的压力不变，且等于主流压力，所以，机翼表面沿主流流动方向从前缘至后缘的压力变化规律与主流的相同。机翼表面压力最低的一点(E)为最低压力点(图2）。这就是说，以最低压力点(E)为分界，在最低压力点之前，为顺压梯度段；在最低压力点之后，为逆压梯度段。

图1

边界层内的空气在沿机翼表面流动的过程中，其速度一方面受摩擦影响要不断减小，另一方面还会受到沿途压力变化的影响。在顺压梯度段，边界层底层的空气在顺压的作用下加速，但由于摩擦力的影响，速度增加不多。在逆压梯度段，边界层底层的空气则受到摩擦力和逆压的双重阻碍作用，减速很快，至流到某一点时(图2中的S点)，非常贴近机翼表面的一层空气流速减小为零，即S点的速度梯度(∂V/∂y)_y=0。过S点再往后，边界层底层的空气在逆压的作用下开始从后往前倒流。倒流而上的空气与顺流而下的空气相遇，使边界层空气堆积拱起而脱离翼面，并被主流捲走产生大量旋涡。这样，边界层气流不能紧贴翼面流动，发生了边界层分离(也称为气流分离)，如图2所示。边界层气流开始离开翼面的S点称为分离点。分离点的位置及涡流区的大小与气流与机翼的相对位置关係有关，

图2

从以上边界层气流分离的过程可以看出，逆压梯度和空气的黏性是产生边界层气流分离的根本原因。

逆压梯度增大可使边界层厚度增加，转捩点前移。由于湍流边界层各层流速差别小，层内流体平均动量大，在逆压梯度段向前推进的能力强，因此，在同样的逆压梯度下，湍流边界层不易发生气流分离。也就是说，湍流边界层的分离点比层流的靠后一些。