A reversão do fluxo é causada principalmente pelo gradiente de pressão adverso imposto à camada limite pela teoria do fluxo potencial externo. A equação do momento streamwise dentro da camada limite é aproximadamente declarada como.

onde e são respectivamente as coordenadas de acordo com a direção do fluxo e as coordenadas normais a estas.

Um gradiente de pressão adverso ocorre quando , fazendo com que a velocidade diminua e reduza para zero ou mude de direção se o gradiente de pressão adverso for forte o suficiente.[5]​.

A tendência de separação de uma camada limite depende principalmente da distribuição dos efeitos adversos ou negativos do gradiente de velocidade da camada limite na superfície, que por sua vez está diretamente relacionado à pressão e seu gradiente pela forma diferencial do princípio de Bernoulli, que é o mesmo que a equação de momento para fluxo invíscido externo.

Mas as magnitudes globais necessárias para a separação são muito maiores para o fluxo turbulento do que para o fluxo laminar. O primeiro pode tolerar uma desaceleração do fluxo quase uma ordem de grandeza mais forte. Uma influência secundária é o número de Reynolds. Para uma dada distribuição adversa, a resistência à separação de uma camada limite turbulenta aumenta ligeiramente com o aumento do número de Reynolds. Em contraste, a resistência à separação de uma camada limite laminar é independente do número de Reynolds, um fato um tanto contra-intuitivo.

A separação da camada limite pode ocorrer para fluxos dentro de um conduíte. Pode resultar de causas como um duto de tubulação em rápida expansão. A separação ocorre devido a um gradiente de pressão adverso encontrado à medida que o fluxo se expande, causando uma região estendida de fluxo separado. A parte do fluxo que separa o fluxo de recirculação e o fluxo que passa pela região central do duto é chamada de linha de corrente divisória.[6]​ O ponto onde a linha divisória se une novamente à parede é chamado de ponto de reinserção. À medida que o fluxo progride a jusante, ele eventualmente atinge um estado de equilíbrio e nenhum fluxo reverso ocorre.

Quando a camada limite se separa, seus remanescentes formam uma camada de cisalhamento[7]​ e a presença de uma região de fluxo separada entre a camada de cisalhamento e a superfície modifica a teoria do fluxo potencial externo e o campo de pressão. No caso de aerofólios, a modificação do campo de pressão resulta num aumento do arrasto parasita e, se for suficientemente grave, também resultará em estol e redução da sustentação, ambos fenômenos indesejáveis. Para dutos, a separação do fluxo produz um aumento nas perdas e fenômenos de retenção como a cavitação, também fenômenos prejudiciais.[8] Outro efeito da separação da camada limite são os vórtices regulares, conhecidos como Von Kármán vortex street. Os vórtices são liberados da superfície de ruptura de uma estrutura a jusante em uma frequência que depende da velocidade do fluxo. O desprendimento de vórtices produz uma força oscilante que pode causar vibrações na estrutura. Se a frequência de desprendimento coincidir com uma frequência de ressonância da estrutura, pode causar falha estrutural. Estas vibrações podem ser produzidas e refletidas em diferentes frequências dependendo da sua origem nos corpos sólidos ou nos fluidos que os rodeiam, podendo amortecer ou amplificar fenómenos de ressonância.

• - Teoria das três camadas de revestimento.

• - Aerodinâmica.

• - Paradoxo de D'Alembert.

• - Efeito Magnus.

• - Anderson, John D. (2004), Introdução ao Voo, McGraw-Hill. ISBN 0-07-282569-3.

• - L. J. Clancy") (1975), Aerodinâmica, Pitman Publishing Limited, Londres ISBN 0-273-01120-0.

• - O Wikimedia Commons hospeda uma categoria multimídia sobre Boundary Layer Separation.

• - Aerospaceweb - Ondulações e arrasto na bola de golfe.

• - 01.html Aerodinâmica em equipamentos esportivos, recreativos e máquinas - Golfe - Instrutor.

• - Rede Marie Curie sobre Avanços em Ferramentas Numéricas e Analíticas para Previsão de Fluxo Independente Arquivado em 2 de novembro de 2018 na Wayback Machine.

A reversão do fluxo é causada principalmente pelo gradiente de pressão adverso imposto à camada limite pela teoria do fluxo potencial externo. A equação do momento streamwise dentro da camada limite é aproximadamente declarada como.

onde e são respectivamente as coordenadas de acordo com a direção do fluxo e as coordenadas normais a estas.

Um gradiente de pressão adverso ocorre quando , fazendo com que a velocidade diminua e reduza para zero ou mude de direção se o gradiente de pressão adverso for forte o suficiente.[5]​.

A tendência de separação de uma camada limite depende principalmente da distribuição dos efeitos adversos ou negativos do gradiente de velocidade da camada limite na superfície, que por sua vez está diretamente relacionado à pressão e seu gradiente pela forma diferencial do princípio de Bernoulli, que é o mesmo que a equação de momento para fluxo invíscido externo.

Mas as magnitudes globais necessárias para a separação são muito maiores para o fluxo turbulento do que para o fluxo laminar. O primeiro pode tolerar uma desaceleração do fluxo quase uma ordem de grandeza mais forte. Uma influência secundária é o número de Reynolds. Para uma dada distribuição adversa, a resistência à separação de uma camada limite turbulenta aumenta ligeiramente com o aumento do número de Reynolds. Em contraste, a resistência à separação de uma camada limite laminar é independente do número de Reynolds, um fato um tanto contra-intuitivo.

A separação da camada limite pode ocorrer para fluxos dentro de um conduíte. Pode resultar de causas como um duto de tubulação em rápida expansão. A separação ocorre devido a um gradiente de pressão adverso encontrado à medida que o fluxo se expande, causando uma região estendida de fluxo separado. A parte do fluxo que separa o fluxo de recirculação e o fluxo que passa pela região central do duto é chamada de linha de corrente divisória.[6]​ O ponto onde a linha divisória se une novamente à parede é chamado de ponto de reinserção. À medida que o fluxo progride a jusante, ele eventualmente atinge um estado de equilíbrio e nenhum fluxo reverso ocorre.

Quando a camada limite se separa, seus remanescentes formam uma camada de cisalhamento[7]​ e a presença de uma região de fluxo separada entre a camada de cisalhamento e a superfície modifica a teoria do fluxo potencial externo e o campo de pressão. No caso de aerofólios, a modificação do campo de pressão resulta num aumento do arrasto parasita e, se for suficientemente grave, também resultará em estol e redução da sustentação, ambos fenômenos indesejáveis. Para dutos, a separação do fluxo produz um aumento nas perdas e fenômenos de retenção como a cavitação, também fenômenos prejudiciais.[8] Outro efeito da separação da camada limite são os vórtices regulares, conhecidos como Von Kármán vortex street. Os vórtices são liberados da superfície de ruptura de uma estrutura a jusante em uma frequência que depende da velocidade do fluxo. O desprendimento de vórtices produz uma força oscilante que pode causar vibrações na estrutura. Se a frequência de desprendimento coincidir com uma frequência de ressonância da estrutura, pode causar falha estrutural. Estas vibrações podem ser produzidas e refletidas em diferentes frequências dependendo da sua origem nos corpos sólidos ou nos fluidos que os rodeiam, podendo amortecer ou amplificar fenómenos de ressonância.

• - Teoria das três camadas de revestimento.

• - Aerodinâmica.

• - Paradoxo de D'Alembert.

• - Efeito Magnus.

• - Anderson, John D. (2004), Introdução ao Voo, McGraw-Hill. ISBN 0-07-282569-3.

• - L. J. Clancy") (1975), Aerodinâmica, Pitman Publishing Limited, Londres ISBN 0-273-01120-0.

• - O Wikimedia Commons hospeda uma categoria multimídia sobre Boundary Layer Separation.

• - Aerospaceweb - Ondulações e arrasto na bola de golfe.

• - 01.html Aerodinâmica em equipamentos esportivos, recreativos e máquinas - Golfe - Instrutor.

• - Rede Marie Curie sobre Avanços em Ferramentas Numéricas e Analíticas para Previsão de Fluxo Independente Arquivado em 2 de novembro de 2018 na Wayback Machine.