20世纪以前，透平机械中的气体流动是按照一维流动理论设计计算的。1839年，A.J.C.B.de圣维南和L.万策尔第一次导出喷管中可压缩气体的一维等熵流动方程。1894年,瑞典工程师C.G.P.de拉瓦尔取得了收缩-扩张喷管（后称拉瓦尔喷管）的专利，并将它用于汽轮机。二维流动理论产生于1920年。最初是按孤立机翼理论来设计轴流式压气机（即压缩机）叶片，后来又修正了相邻叶片的影响。为提高透平机械性能，20世纪初开始发展平面叶栅模型。到20世纪中叶，已能计算具有任意形状型线叶栅中的位势流动，以及按合理规定的表面压力分布来确定叶片形状。发动机二维喷管，有固定的侧壁和调节喷管横截面积及按俯仰±20°角偏转推力矢量而设计的可动上调节板和下调节板.
假设气体在无叶间隙中作轴对称定常流动，气体的径向分速为零，则可把透平机械中的三维流场人为地分解成无叶间隙中流动参数沿径向的变化和圆柱面内的二维流动。但这种假设具有明显的近似性质，对于轮毂比小、通道子午扩张角大的透平机械尤为如此。为了使流动模型更接近实际，必须发展透平机械的三维流动理论。
1905年，H.洛伦茨提出通流理论，即无限多叶片理论。这种理论假设叶片数目趋于无限多，而叶片厚度趋于无限薄。这样，两相邻叶片间的各相对流面的形状与叶片中心面一致，且周向变化量趋近于零。实际叶片的作用是通过引入一个假想质量力场的办法来考虑的。这样可求得与叶片中心面相重合的极限流面上的气流的解。50年代初，中国科学家吴仲华对通流理论作出改进，并提出透平机械三维流动通用理论。这个理论引入S 1和S 2两类相对流面的概念，并分别导出了这两类流面流动的基本方程，通过这两类流面的适当组合和交替运用，就可以把一个实际的三维流动问题分解为两个分别沿着S 1和S 2相对流面的相关的二维流动问题（见图[三维流动通用理论示意图]）。实际上，通常假定S 1流面是一些任意旋成面,而在S 2流面族中只取一个称为S 2m的中心流面。这样可得到三维流动的初步近似。
透平机械的三维流动通用理论，当时是针对纯亚音速流动和纯超音速流动提出的。实际上，由于高速透平机械中通常都是跨音速流动，即流场中同时有亚音速区和超音速区，且存在形状、数目和位置均属未知数的激波面和音速面。因此，跨音速流动是透平机械气体动力学研究的方向之一。在已知叶片通道的几何形状条件下直接求解三维流动问题，是研究方向之二。对于流体粘性的影响，工程上通常采用半经验方法进行修正。此外，叶片型面上的边界层与机盒或轮毂上的环壁边界层之间,以及边界层主流之间的相互作用,会产生所谓“二次流”现象，它对于透平机械的性能有不小的影响。因此，对透平机械中粘性流动的研究是方向之三。 喷管- 喷气发动机中把高压燃气(或空气)转变为动能，使气流在其中膨胀加速以高速向外喷射而产生反作用推力的部件，又称排气喷管、推力喷管或尾喷管。喷管类型很多，有固定的或可调的收敛喷管、收敛-扩散喷管,引射喷管和塞式喷管等，根据飞行器性能和发动机工作特点选用。高速歼击机大多采用可调的收敛喷管和可调的收敛－扩散喷管或引射喷管；火箭发动机常用固定式收敛-扩散喷管；垂直或短距起落飞机采用换向喷管。
气流在喷管入口处的总压与出口处的静压之比称为喷管落压比、膨胀比或压力比。收敛-扩散喷管出口面积与临界截面面积（最小截面处的面积）之比称喷管膨胀面积比，通称面积比。当气流膨胀到喷管出口处的静压恰等于外界大气压力时,称为完全膨胀喷管,其性能最佳，当气流在喷管出口处的静压大于外界大气压时，称为不完全膨胀喷管，气流的压力能没有充分转化为动能。当气流在喷管出口处的静压低于外界大气压时称为过膨胀喷管，这时将出现负的压力推力。
收敛喷管 横截面积沿流向逐渐缩小的喷管。收敛半角常取7°～35°，在大马赫数飞行时,会因不完全膨胀造成很大的推力损失。例如，马赫数为1.5时,损失约为 14％；马赫数为3时，损失大于50％。这种结构简单、重量小的喷管用于亚音速或低超音速飞机的发动机。
收敛-扩散喷管 横截面积沿流向先收敛后扩散的喷管。它是瑞典人C.G.拉瓦尔发明的，所以又称拉瓦尔喷管。这种喷管用于超音速歼击机上时，临界面积与出口面积均需随飞行状态而调节；用于火箭发动机上时，面积比可达7～400。现代火箭发动机最常用的是钟形喷管，出口半角减到2°～8°，长度较短。还有几种更短的环形喷管，如塞式喷管、膨胀偏转喷管、回流喷管和平流喷管等。其共同特点是气流有自由膨胀边界，可随外界压力自行调节，经常处于完全膨胀状态，但使用不普遍。
可调喷管 主要用于高速飞行的军用飞机的加力涡轮喷气发动机或加力涡轮风扇发动机。喷管面积比易调节，可随飞行条件变化，而经常处于完全膨胀状态。结构型式有平衡杆式、折叠式、折叠花瓣式、套筒锥式等。
引射喷管 由可调收敛形主喷管和固定的或可调的引射套管组成。主流的引射作用带动一股次流从主流气柱与引射套管之间流过,次流对主流起气垫作用,约束主流的膨胀。调节次流流量可以控制主流的流通面积，使其达到或接近完全膨胀。引射喷管重量小，结构简单。能在很宽的飞行范围内维持良好的性能，已广泛用于许多高性能的飞机上。
二维喷管 出口截面不是圆形，容易实现飞机后体与喷管一体化，减小飞机的外阻力和暴露面，改进飞机性能和隐蔽性；还能实现推力换向和反向，增加机动性。
喷管材料 喷管材料的选用与喷管结构和冷却方式等密切相关。燃气涡轮发动机喷管常用镍基高温合金材料，液体火箭发动机再生冷却喷管采用不锈钢；辐射冷却喷管延伸段使用铌合金等耐热材料；固体火箭发动机常用复合材料，接触燃气流的部分则选用耐高温或耐腐蚀材料，背壁选用绝缘材料。喷管中受热最严重的喉部内侧的耐高温层称喉衬，可用钨及其合金等高熔点金属或发汗材料、金属陶瓷、石墨、碳-碳复合材料等。入口段多用石墨酚醛或碳酚醛材料。出口段常用高硅氧-酚醛或碳酚醛材料
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