设置马赫数和比热比γ，即时计算等熵流动关系和正激波特性。支持亚音速至高超音速全范围，实时可视化流场和特性曲线。
等熵流动关系式描述了在绝热、无摩擦的理想过程中，流体的静态参数（TemperatureT、压力P、密度ρ）与其总参数（滞止参数，下标0）之间的关系，核心是总温T₀保持不变。
$$\frac{T}{T_0}=\left(1+\frac{\gamma-1}{2}M^2\right)^{-1}$$其中，$M$是马赫数，$\gamma$是比热比（空气约为1.4）。静压比和静密度比可由静温比导出：$P/P_0 = (T/T_0)^{\gamma/(\gamma-1)}$, $\rho/\rho_0 = (T/T_0)^{1/(\gamma-1)}$。
正激波关系式描述了超音速流垂直通过一个无限薄激波面后，流动参数发生的突跃变化。激波前后满足质量、动量和能量守恒，但过程不可逆，总压下降。
$$M_2^2=\frac{M_1^2+\frac{2}{\gamma-1}}{\frac{2\gamma}{\gamma-1}M_1^2-1}$$其中，$M_1$是激波前马赫数（\gt 1），$M_2$是激波后马赫数（<1）。激波前后的静压比、静温比等也可由该基本关系推导得出。
航空发动机进气道设计：现代战斗机需要在高亚音速或超音速飞行时，将高速来流减速增压后送入发动机。进气道内的流动设计大量运用等熵压缩原理，而在某些工况下（如起动状态），进气道前会产生正激波，设计时必须考虑其带来的总压损失。
高超声速飞行器热防护：当飞行器以马赫数5以上再入大气层时，头部会产生极强的激波。激波后气体温度极高（可达数千度），正激波关系是计算此“激波层”内温度和压力的起点，直接关系到防热瓦的材料选型与厚度设计。
风洞试验与测量：在超音速风洞中，通过拉法尔喷管产生均匀的超音速流。喷管喉道处马赫数为1，其面积比（A/A*）由等熵流公式精确确定。同时，用于测量来流总压的皮托管在超音速下前方会形成正激波，测量结果需用正激波关系进行修正。
火箭发动机喷管设计：火箭发动机喷管（尤其是塞式喷管或大型扩张段）的设计需要考虑燃气从亚音速加速到超音速的等熵膨胀过程，以及喷管出口压力与外界环境压力不匹配时可能产生的激波系（如过膨胀产生的瓶状激波），这些都基于上述理论基础。
在开始使用本工具时，有几个CAE初学者容易陷入的误区。首先是"滞止状态并非静止位置的数值"。$T_0$和$P_0$是"假设流动被绝热且等熵地减速至静止时会如何"的虚拟参考值。例如，飞机机头处的滞止点实际流速为零，但在发动机进气道内部等流动区域使用的"滞止压力"是指传感器测量的总压，并不意味着流动真的静止了。
其次是比热比$\gamma$的处理 。本工具固定使用空气的1.4值，但在实际工程中这可能成为重大陷阱。对于涉及燃烧气体的火箭喷嘴或喷气发动机涡轮后流，$\gamma$会降至1.3或1.2左右。若取值错误，将导致温比和压比计算产生显著偏差，进而影响性能预测。务必首先确认"处理的是何种流体？"
最后需要理解"正激波在现实中较为罕见"。工具中学习的正激波是最简化的模型。实际超音速飞行器周围产生的是斜激波与膨胀波的复杂组合。接近正激波的现象主要出现在超音速流垂直撞击直壁等极端情况。虽然这是学习基础理论的理想模型，但理解其局限性是迈向工程实践的第一步。
超音速进气道设计中，来流马赫数Ma=2.5，空气γ=1.4。计算得总压恢复系数0.513、激波后马赫数0.513、压力比p2/p1=5.84、温度比T2/T1=1.687。若来流总温320K，激波后温度升至538K；来流密度1.2kg/m³，激波后密度升至7.0kg/m³。该激波损失量化了进气道设计中的能量损耗。