流动参数
马赫数 M
2.00
亚音速 M<1 / 超音速 M>1
比热比 γ
1.40
空气=1.40 / He=1.67 / CO₂=1.30
滞止温度 T₀
300 K
滞止压力 p₀
101.3 kPa
显示模式
马赫数 vs 压力·温度比
喷管面积比 A/A*
可压缩流基本方程
等熵关系式：
$$\frac{T_0}{T} = 1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2$$ $$\frac{p_0}{p} = \left(1 + \frac{\gamma-1}{2}M^2\right)^{\gamma/(\gamma-1)}$$ $$\frac{A}{A^*} = \frac{1}{M}\left[\frac{2}{\gamma+1}\left(1+\frac{\gamma-1}{2}M^2\right)\right]^{(\gamma+1)/(2(\gamma-1))}$$正激波（Rankine-Hugoniot）：
$$M_2^2 = \frac{M_1^2(\gamma-1)+2}{2\gamma M_1^2 - (\gamma-1)}$$ $$\frac{p_2}{p_1} = \frac{2\gamma M_1^2-(\gamma-1)}{\gamma+1}$$
CFD联动： 上述解析解用于验证（V&V）OpenFOAM、Fluent等CFD求解器的计算结果。超音速喷管、激波管和航空发动机进气道分析中，必须与解析解进行比较。范诺流和瑞利流用于管道摩擦损失和燃烧加热的一维估算。