激波损失

航空发动机风扇和压气机的设计向着高马赫数、高叶尖切线速度的方向发展。高的叶尖相对马赫数会引发严重的激波附面层干扰，而激波与附面层的相互作用和栅后背压的改变对激波的形状和强度影响很大。跨声速涡轮叶栅常采用收缩 - 扩张通道形式，流动与拉瓦尔喷管的类似；涡轮尾缘流场结构复杂，存在分离膨胀波、分离激波、基地区、再附激波、尾迹、吸力面反射波甚至激波边界层相互干扰等流动现象。