Срыв (отрыв) потока — отделение потока газа или жидкости, обтекающего тело, от его поверхности вследствие отрыва пограничного слоя, вызванного его торможением при неблагоприятном градиенте давления.[1]
Среда вблизи обтекаемого тела вследствие вязкости движется медленнее, чем на удалении от неё. В соответствии с принципом Бернулли давление близлежащих слоёв оказывается больше, чем удалённых.[2] Возникает градиент давления. При достижении градиентом определённого значения, называемого неблагоприятным, происходит отрыв потока от поверхности. В результате образуется область оторвавшегося течения или зона отрыва, где характер течения сменяется с ламинарного на турбулентный. Срыв потока сказывается на аэродинамических характеристиках тела (подъёмной силе, сопротивлении и т.д.)[3]
Так при статическом обтекании прямоугольного и трапециевидного крыла малой стреловидности летательного аппарата точка отрыва потока совпадает с задней кромкой крыла, и турбулентные потоки незначительны и быстро угасают. Но при кабрировании угол атаки увеличивается, растет градиент давления, и точка отрыва потока начинает постепенно смещаться вдоль верхней поверхности крыла. При достижении критического значения угла атаки, происходит резкое смещение точки отрыва к передней кромке.[3][4] Так как турбулентные потоки, возникающие при этом над поверхностью крыла, имеют противотечения, то резко падает подъёмная сила и возникает сваливание, с большой вероятностью переходящее в штопор. В гражданской авиации подобная ситуация считается аварийной и для каждого воздушного судна описаны техники выхода из режима сваливания.
Другим примером негативного влияния срыва потока является трансзвуковое обтекание крыла. С ростом скорости невозмущенного потока местная скорость течения воздуха начинает превышать скорость звука, однако в пограничном слое у поверхности в силу вязкости скорость остаётся существенно меньше. В таких условиях градиент давлений, достаточный для срыва потока, может возникнуть даже при нулевом угле атаки на плоской пластине, но особенно это проявляется на выпуклом (дозвуковом) профиле крыла. В результате турбулентное течение может «затенять» управляемые поверхности (элероны, рули высоты т.д.), делая летательный аппарат неуправляемым. Скорость потока, на которой начинает проявляться данный эффект называется критическим числом Маха.
Наконец ещё один пример ухудшения аэродинамических характеристик — срыв потока с законцовки крыла (или концевой срыв), увеличивающий индуктивное сопротивление крыла.