20世紀以前，透平機械中的氣體流動是按照一維流動理論設計計算的。1839年，A.J.C.B.de聖維南和L.萬策爾第一次匯出噴管中可壓縮氣體的一維等熵流動方程。1894年,瑞典工程師C.G.P.de拉瓦爾取得了收縮-擴張噴管（後稱拉瓦爾噴管）的專利，並將它用於汽輪機。二維流動理論產生於1920年。最初是按孤立機翼理論來設計軸流式壓氣機（即壓縮機）葉片，後來又修正了相鄰葉片的影響。為提高透平機械效能，20世紀初開始發展平面葉柵模型。到20世紀中葉，已能計算具有任意形狀型線葉柵中的位勢流動，以及按合理規定的表面壓力分佈來確定葉片形狀。發動機二維噴管，有固定的側壁和調節噴管橫截面積及按俯仰±20°角偏轉推力向量而設計的可動上調節板和下調節板.
假設氣體在無葉間隙中作軸對稱定常流動，氣體的徑向分速為零，則可把透平機械中的三維流場人為地分解成無葉間隙中流動引數沿徑向的變化和圓柱面內的二維流動。但這種假設具有明顯的近似性質，對於輪轂比小、通道子午擴張角大的透平機械尤為如此。為了使流動模型更接近實際，必須發展透平機械的三維流動理論。
1905年，H.洛倫茨提出通流理論，即無限多葉片理論。這種理論假設葉片數目趨於無限多，而葉片厚度趨於無限薄。這樣，兩相鄰葉片間的各相對流面的形狀與葉片中心面一致，且周向變化量趨近於零。實際葉片的作用是透過引入一個假想質量力場的辦法來考慮的。這樣可求得與葉片中心面相重合的極限流面上的氣流的解。50年代初，中國科學家吳仲華對通流理論作出改進，並提出透平機械三維流動通用理論。這個理論引入S 1和S 2兩類相對流面的概念，並分別匯出了這兩類流面流動的基本方程，透過這兩類流面的適當組合和交替運用，就可以把一個實際的三維流動問題分解為兩個分別沿著S 1和S 2相對流面的相關的二維流動問題（見圖[三維流動通用理論示意圖]）。實際上，通常假定S 1流面是一些任意旋成面,而在S 2流面族中只取一個稱為S 2m的中心流面。這樣可得到三維流動的初步近似。
透平機械的三維流動通用理論，當時是針對純亞音速流動和純超音速流動提出的。實際上，由於高速透平機械中通常都是跨音速流動，即流場中同時有亞音速區和超音速區，且存在形狀、數目和位置均屬未知數的激波面和音速面。因此，跨音速流動是透平機械氣體動力學研究的方向之一。在已知葉片通道的幾何形狀條件下直接求解三維流動問題，是研究方向之二。對於流體粘性的影響，工程上通常採用半經驗方法進行修正。此外，葉片型面上的邊界層與機盒或輪轂上的環壁邊界層之間,以及邊界層主流之間的相互作用,會產生所謂“二次流”現象，它對於透平機械的效能有不小的影響。因此，對透平機械中粘性流動的研究是方向之三。 噴管- 噴氣發動機中把高壓燃氣(或空氣)轉變為動能，使氣流在其中膨脹加速以高速向外噴射而產生反作用推力的部件，又稱排氣噴管、推力噴管或尾噴管。噴管型別很多，有固定的或可調的收斂噴管、收斂-擴散噴管,引射噴管和塞式噴管等，根據飛行器效能和發動機工作特點選用。高速殲擊機大多采用可調的收斂噴管和可調的收斂－擴散噴管或引射噴管；火箭發動機常用固定式收斂-擴散噴管；垂直或短距起落飛機採用換向噴管。
氣流在噴管入口處的總壓與出口處的靜壓之比稱為噴管落壓比、膨脹比或壓力比。收斂-擴散噴管出口面積與臨界截面面積（最小截面處的面積）之比稱噴管膨脹面積比，通稱面積比。當氣流膨脹到噴管出口處的靜壓恰等於外界大氣壓力時,稱為完全膨脹噴管,其效能最佳，當氣流在噴管出口處的靜壓大於外界大氣壓時，稱為不完全膨脹噴管，氣流的壓力能沒有充分轉化為動能。當氣流在噴管出口處的靜壓低於外界大氣壓時稱為過膨脹噴管，這時將出現負的壓力推力。
收斂噴管 橫截面積沿流向逐漸縮小的噴管。收斂半形常取7°～35°，在大馬赫數飛行時,會因不完全膨脹造成很大的推力損失。例如，馬赫數為1.5時,損失約為 14％；馬赫數為3時，損失大於50％。這種結構簡單、重量小的噴管用於亞音速或低超音速飛機的發動機。
收斂-擴散噴管 橫截面積沿流向先收斂後擴散的噴管。它是瑞典人C.G.拉瓦爾發明的，所以又稱拉瓦爾噴管。這種噴管用於超音速殲擊機上時，臨介面積與出口面積均需隨飛行狀態而調節；用於火箭發動機上時，面積比可達7～400。現代火箭發動機最常用的是鐘形噴管，出口半形減到2°～8°，長度較短。還有幾種更短的環形噴管，如塞式噴管、膨脹偏轉噴管、迴流噴管和平流噴管等。其共同特點是氣流有自由膨脹邊界，可隨外界壓力自行調節，經常處於完全膨脹狀態，但使用不普遍。
可調噴管 主要用於高速飛行的軍用飛機的加力渦輪噴氣發動機或加力渦輪風扇發動機。噴管面積比易調節，可隨飛行條件變化，而經常處於完全膨脹狀態。結構型式有平衡杆式、摺疊式、摺疊花瓣式、套筒錐式等。
引射噴管 由可調收斂形主噴管和固定的或可調的引射套管組成。主流的引射作用帶動一股次流從主流氣柱與引射套管之間流過,次流對主流起氣墊作用,約束主流的膨脹。調節次流流量可以控制主流的流通面積，使其達到或接近完全膨脹。引射噴管重量小，結構簡單。能在很寬的飛行範圍內維持良好的效能，已廣泛用於許多高效能的飛機上。
二維噴管 出口截面不是圓形，容易實現飛機後體與噴管一體化，減小飛機的外阻力和暴露面，改進飛機效能和隱蔽性；還能實現推力換向和反向，增加機動性。
噴管材料 噴管材料的選用與噴管結構和冷卻方式等密切相關。燃氣渦輪發動機噴管常用鎳基高溫合金材料，液體火箭發動機再生冷卻噴管採用不鏽鋼；輻射冷卻噴管延伸段使用鈮合金等耐熱材料；固體火箭發動機常用複合材料，接觸燃氣流的部分則選用耐高溫或耐腐蝕材料，背壁選用絕緣材料。噴管中受熱最嚴重的喉部內側的耐高溫層稱喉襯，可用鎢及其合金等高熔點金屬或發汗材料、金屬陶瓷、石墨、碳-碳複合材料等。入口段多用石墨酚醛或碳酚醛材料。出口段常用高矽氧-酚醛或碳酚醛材料
20世紀以前，透平機械中的氣體流動是按照一維流動理論設計計算的。1839年，A.J.C.B.de聖維南和L.萬策爾第一次匯出噴管中可壓縮氣體的一維等熵流動方程。1894年,瑞典工程師C.G.P.de拉瓦爾取得了收縮-擴張噴管（後稱拉瓦爾噴管）的專利，並將它用於汽輪機。二維流動理論產生於1920年。最初是按孤立機翼理論來設計軸流式壓氣機（即壓縮機）葉片，後來又修正了相鄰葉片的影響。為提高透平機械效能，20世紀初開始發展平面葉柵模型。到20世紀中葉，已能計算具有任意形狀型線葉柵中的位勢流動，以及按合理規定的表面壓力分佈來確定葉片形狀。發動機二維噴管，有固定的側壁和調節噴管橫截面積及按俯仰±20°角偏轉推力向量而設計的可動上調節板和下調節板.
假設氣體在無葉間隙中作軸對稱定常流動，氣體的徑向分速為零，則可把透平機械中的三維流場人為地分解成無葉間隙中流動引數沿徑向的變化和圓柱面內的二維流動。但這種假設具有明顯的近似性質，對於輪轂比小、通道子午擴張角大的透平機械尤為如此。為了使流動模型更接近實際，必須發展透平機械的三維流動理論。
1905年，H.洛倫茨提出通流理論，即無限多葉片理論。這種理論假設葉片數目趨於無限多，而葉片厚度趨於無限薄。這樣，兩相鄰葉片間的各相對流面的形狀與葉片中心面一致，且周向變化量趨近於零。實際葉片的作用是透過引入一個假想質量力場的辦法來考慮的。這樣可求得與葉片中心面相重合的極限流面上的氣流的解。50年代初，中國科學家吳仲華對通流理論作出改進，並提出透平機械三維流動通用理論。這個理論引入S 1和S 2兩類相對流面的概念，並分別匯出了這兩類流面流動的基本方程，透過這兩類流面的適當組合和交替運用，就可以把一個實際的三維流動問題分解為兩個分別沿著S 1和S 2相對流面的相關的二維流動問題（見圖[三維流動通用理論示意圖]）。實際上，通常假定S 1流面是一些任意旋成面,而在S 2流面族中只取一個稱為S 2m的中心流面。這樣可得到三維流動的初步近似。
透平機械的三維流動通用理論，當時是針對純亞音速流動和純超音速流動提出的。實際上，由於高速透平機械中通常都是跨音速流動，即流場中同時有亞音速區和超音速區，且存在形狀、數目和位置均屬未知數的激波面和音速面。因此，跨音速流動是透平機械氣體動力學研究的方向之一。在已知葉片通道的幾何形狀條件下直接求解三維流動問題，是研究方向之二。對於流體粘性的影響，工程上通常採用半經驗方法進行修正。此外，葉片型面上的邊界層與機盒或輪轂上的環壁邊界層之間,以及邊界層主流之間的相互作用,會產生所謂“二次流”現象，它對於透平機械的效能有不小的影響。因此，對透平機械中粘性流動的研究是方向之三。 噴管- 噴氣發動機中把高壓燃氣(或空氣)轉變為動能，使氣流在其中膨脹加速以高速向外噴射而產生反作用推力的部件，又稱排氣噴管、推力噴管或尾噴管。噴管型別很多，有固定的或可調的收斂噴管、收斂-擴散噴管,引射噴管和塞式噴管等，根據飛行器效能和發動機工作特點選用。高速殲擊機大多采用可調的收斂噴管和可調的收斂－擴散噴管或引射噴管；火箭發動機常用固定式收斂-擴散噴管；垂直或短距起落飛機採用換向噴管。
氣流在噴管入口處的總壓與出口處的靜壓之比稱為噴管落壓比、膨脹比或壓力比。收斂-擴散噴管出口面積與臨界截面面積（最小截面處的面積）之比稱噴管膨脹面積比，通稱面積比。當氣流膨脹到噴管出口處的靜壓恰等於外界大氣壓力時,稱為完全膨脹噴管,其效能最佳，當氣流在噴管出口處的靜壓大於外界大氣壓時，稱為不完全膨脹噴管，氣流的壓力能沒有充分轉化為動能。當氣流在噴管出口處的靜壓低於外界大氣壓時稱為過膨脹噴管，這時將出現負的壓力推力。
收斂噴管 橫截面積沿流向逐漸縮小的噴管。收斂半形常取7°～35°，在大馬赫數飛行時,會因不完全膨脹造成很大的推力損失。例如，馬赫數為1.5時,損失約為 14％；馬赫數為3時，損失大於50％。這種結構簡單、重量小的噴管用於亞音速或低超音速飛機的發動機。
收斂-擴散噴管 橫截面積沿流向先收斂後擴散的噴管。它是瑞典人C.G.拉瓦爾發明的，所以又稱拉瓦爾噴管。這種噴管用於超音速殲擊機上時，臨介面積與出口面積均需隨飛行狀態而調節；用於火箭發動機上時，面積比可達7～400。現代火箭發動機最常用的是鐘形噴管，出口半形減到2°～8°，長度較短。還有幾種更短的環形噴管，如塞式噴管、膨脹偏轉噴管、迴流噴管和平流噴管等。其共同特點是氣流有自由膨脹邊界，可隨外界壓力自行調節，經常處於完全膨脹狀態，但使用不普遍。
可調噴管 主要用於高速飛行的軍用飛機的加力渦輪噴氣發動機或加力渦輪風扇發動機。噴管面積比易調節，可隨飛行條件變化，而經常處於完全膨脹狀態。結構型式有平衡杆式、摺疊式、摺疊花瓣式、套筒錐式等。
引射噴管 由可調收斂形主噴管和固定的或可調的引射套管組成。主流的引射作用帶動一股次流從主流氣柱與引射套管之間流過,次流對主流起氣墊作用,約束主流的膨脹。調節次流流量可以控制主流的流通面積，使其達到或接近完全膨脹。引射噴管重量小，結構簡單。能在很寬的飛行範圍內維持良好的效能，已廣泛用於許多高效能的飛機上。
二維噴管 出口截面不是圓形，容易實現飛機後體與噴管一體化，減小飛機的外阻力和暴露面，改進飛機效能和隱蔽性；還能實現推力換向和反向，增加機動性。
噴管材料 噴管材料的選用與噴管結構和冷卻方式等密切相關。燃氣渦輪發動機噴管常用鎳基高溫合金材料，液體火箭發動機再生冷卻噴管採用不鏽鋼；輻射冷卻噴管延伸段使用鈮合金等耐熱材料；固體火箭發動機常用複合材料，接觸燃氣流的部分則選用耐高溫或耐腐蝕材料，背壁選用絕緣材料。噴管中受熱最嚴重的喉部內側的耐高溫層稱喉襯，可用鎢及其合金等高熔點金屬或發汗材料、金屬陶瓷、石墨、碳-碳複合材料等。入口段多用石墨酚醛或碳酚醛材料。出口段常用高矽氧-酚醛或碳酚醛材料