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。

航空燃气涡轮发动机主要采用反力式涡轮，燃气在转子和静子通道中都是加速膨胀流动。跨声速涡轮通常是进口气流为亚声速、出口气流为超声速，在叶栅通道中存在 1 个跨声速区，且涡轮转子和静子内部流动现象与喷管流动非常相似。在设计状态下涡轮叶栅通道通常不存在激波，但由于来流不均匀或工况的改变，叶栅通道的反压往往不同于设计状态下的情况。在不同反压下跨声速涡轮叶栅内的流场情况类似于 1 个拉瓦尔喷管，点 j 代表设计工况，此时喷管出口压力与下游反压相等，当反压增大时，出口压力低于反压而导致了激波的出现，激波位置取决于出口压力与反压的比值，当反压减小时激波由喷管通道内向下游移动。相反，如果反压低于喷管出口压力时，就会出现膨胀波系。

在反压降低工况下，气流在叶栅通道前部压缩加速并在声速线处达到声速；叶栅喉道后因斜切口内流通面积的扩张气流通过一系列扇形膨胀波系继续超声膨胀加速，且处于欠膨胀状态，于是压力面尾缘发出的扇形膨胀波系打到吸力面上，并反射出一系列膨胀波；气流经过膨胀波系及其反射膨胀波系流出叶栅通道，最终压力与出口反压平衡。反压升高工况下，气流在喉道后穿过压力面尾缘处发出的膨胀波系后处于过膨胀状态，此时的气流压力低于出口反压，需要激波来将压力恢复，因此压力面尾缘处又发出 1 道尾缘激波打向相邻叶片吸力面，并在吸力面上反射出另 1 道激波，最终气流经过复杂的膨胀波系和激波系后流出叶栅通道，压力与出口反压平衡。

激波损失是涡轮损失的重要组成部分，减小激波损失是提高涡轮气动设计水平的重要途径。

激波压缩过程的能量损失与相对静压升平方成正比，而在涡轮叶栅环境中，激波静压升主要由尾缘基底区内压力和出口反压决定。因此基底区对于涡轮尾缘激波损失的大小至关重要。

通过控制尾缘附近压力面型线、将 1 道强尾缘激波划分为 2 道或者几道弱激波的设计理念，有助于减弱尾缘激波的强度、减小损失。

采用收缩 - 扩张通道、选取合适的缩扩比和喉道位置有助于使涡轮在设计工况或接近设计工况下工作；而喉道后的吸力面型线采用直线、减小吸力面尾缘弯折角、尾缘厚度、尾缘附近型面局部修型等措施都有助于减小基底区前的气流速度，减弱激波强度，减小激波损失。