在流體動力學中，流動分離或邊界層分離是邊界層從表面分離到尾流中。

只要流體和固體表面之間存在相對運動，并且靠近表面的流體層中存在粘性力，就會存在邊界層。 流動可以在外部，圍繞身體，或在內部，在封閉的通道中。 邊界層可以是層流或湍流。 可以通過計算局部流動條件的雷諾數來合理評估邊界層是層流還是湍流。

例如，在通過流線體的最厚部分或通過加寬的通道后，隨著壓力增加，流動速度變慢，從而發生分離。

逆著增加的壓力流動被稱為逆壓梯度流動。 當邊界層在逆壓梯度中行進足夠遠時，邊界層就會分離，邊界層相對于表面的速度已經停止并反轉方向。 流動變得與表面分離，取而代之的是漩渦和漩渦的形式。 流體一旦分離就會對表面施加恒定壓力，而不是如果仍然附著則持續增加壓力。 在空氣動力學中，流動分離導致升力降低和壓力阻力增加，這是由物體前后表面之間的壓力差引起的。 它會導致飛機結構和控制面抖振。 在內部通道中，分離會導致機械葉片失速和振動，并增加進氣口和壓縮機的損失（降低效率）。 在空氣動力學和流體動力學表面輪廓的設計中投入了大量的努力和研究，并增加了延遲流動分離和盡可能長時間保持流動附著的特征。 例子包括網球上的毛皮、高爾夫球上的凹坑、滑翔機上的湍流器，它們會導致早期過渡到湍流； 飛機上的渦流發生器。

流動反轉主要是由外部勢流對邊界層施加的逆壓梯度引起的。 邊界層內的流向動量方程近似表示為

u ? u ? s = ? 1 ρ d p d s + ν ? 2 u ? y 2 {\displaystyle u{\partial u \over \partial s}=-{1 \over \rho }{dp over ds}+{\nu }{\partial {2}u \over \partial y{2}}}

其中 s , y {\displaystyle s,y} 是流向和法向坐標。逆壓梯度是當 d p / d s >; 0 {\displaystyle dp/ds>0} ，然后可以看出這會導致速度 u {\displaystyle u} 沿 s {\displaystyle s} 減小，如果逆壓梯度很強，則可能變為零 足夠。

邊界層分離的趨勢主要取決于不利或負邊緣速度梯度的分布 d u o / d s ( s ) <; 0 {\displaystyle du_{o}/ds(s)<0} 沿表面，這又通過伯努利關系的微分形式與壓力及其梯度直接相關，這與動量相同 外無粘流方程。

ρ u o d u o d s = ? d p d s {\displaystyle \rho u_{o}{du_{o} \over ds}=-{dp \over ds}}

但是，對于湍流而言，分離所需的 d u o / d s {\displaystyle du_{o}/ds} 的一般大小要比層流大得多，前者能夠承受近一個數量級的強流動減速。 次要影響是雷諾數。 對于給定的不利 d u o / d s {\displaystyle du_{o}/ds} 分布，湍流邊界層的分離阻力隨著雷諾數的增加而略有增加。 相反，層流邊界層的分離阻力與雷諾數無關——這是一個有點違反直覺的事實。

內部流動可能發生邊界層分離。 它可能是由諸如快速膨脹的管道管道等原因引起的。 分離是由于流動膨脹時遇到的逆壓梯度而發生的，從而導致分離流的擴展區域。 將再循環流和通過管道中心區域的流分開的流部分稱為分流流線。 分界流線再次附著到墻上的點稱為重新附著點。 隨著流向下游更遠，它最終達到平衡狀態并且沒有逆流。

當邊界層分離時，其殘余物形成剪切層，并且剪切層和表面之間分離的流動區域的存在改變了外部勢流和壓力場。 在機翼的情況下，壓力場的改變會導致壓力阻力的增加，如果足夠嚴重，還會導致失速和損失。