橫截面積沿流向逐漸縮小的噴管。收斂半角常取7°～35°，在大馬赫數飛行時，會因不*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，損失大于50%。這種結構簡單、重量小的噴管用于亞音速或低超音速飛機的發(fā)動機。

 

　　橫截面積沿流向先收斂后擴散的噴管。它是瑞典人C.G.拉瓦爾發(fā)明的，所以又稱拉瓦爾噴管。這種噴管用于超音速殲擊機上時，臨界面積與出口面積均需隨飛行狀態(tài)而調節(jié)；用于火箭發(fā)動機上時，面積比可達7～400?，F代火箭發(fā)動機常用的是鐘形噴管，出口半角減到2°～8°，長度較短。還有幾種更短的環(huán)形噴管，如塞式噴管、膨脹偏轉噴管、回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(jié)，經常處于*膨脹狀態(tài)，但使用不普遍。

 

　　熱力學實驗主要用于高速飛行的飛機的加力渦輪噴氣發(fā)動機或加力渦輪風扇發(fā)動機。噴管面積比易調節(jié)，可隨飛行條件變化，而經常處于*膨脹狀態(tài)。結構型式有平衡桿式、折疊式、折疊花瓣式、套筒錐式等。

 

　　由可調收斂形主噴管和固定的或可調的引射套管組成。熱力學實驗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(jié)次流流量可以控制主流的流通面積，使其達到或接近*膨脹。引射噴管重量小，結構簡單。能在很寬的飛行范圍內維持良好的性能，已廣泛用于許多高性能的飛機上。

 

　　出口截面不是圓形，容易實現飛機后體與噴管一體化，減小飛機的外阻力和暴露面，改進飛機性能和隱蔽性；還能實現推力換向和反向，增加機動性。

 

　　通過觀察氣流流經收縮型管道壓力的變化，測定臨界壓力比并計算在亞、超臨界工作狀態(tài)下，各截面的壓力比和馬赫數等，進一步了解噴管中氣流在亞臨界、超臨界工作狀態(tài)下的流動特性。觀察在縮擴型噴管中氣體流動現象，了解縮擴型噴管前后壓力比等于、大于和小于設計壓力比條件下，擴張段內氣體參數的變化情況。