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(shù)飛行時，會因不*膨脹造成很大的推力損失。例如，馬赫數(shù)為1.5時，損失約為 14%；馬赫數(shù)為3時，損失大于50%。這種結(jié)構(gòu)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(diào)節(jié)；用于火箭發(fā)動機上時，面積比可達7～400?，F(xiàn)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(zhuǎn)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(diào)節(jié)，經(jīng)常處于*膨脹狀態(tài)，但使用不普遍。

 

　　熱力學(xué)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(fēng)扇發(fā)動機。噴管面積比易調(diào)節(jié)，可隨飛行條件變化，而經(jīng)常處于*膨脹狀態(tài)。結(jié)構(gòu)型式有平衡桿式、折疊式、折疊花瓣式、套筒錐式等。

 

　　由可調(diào)收斂形主噴管和固定的或可調(diào)的引射套管組成。熱力學(xué)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(diào)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(jié)構(gòu)簡單。能在很寬的飛行范圍內(nèi)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(xiàn)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(xiàn)推力換向和反向，增加機動性。

 

　　通過觀察氣流流經(jīng)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(shù)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(xiàn)象，了解縮擴型噴管前后壓力比等于、大于和小于設(shè)計壓力比條件下，擴張段內(nèi)氣體參數(shù)的變化情況。