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  公元1888年,由瑞典發明家Gustaf de Laval開發,並使用在蒸汽渦輪機上。  最早被羅伯特·戈達德用作火箭發動機,大多數使用高溫燃燒氣體的現代火箭發動機都使用拉伐爾噴嘴。

  其操作有賴於次音速和超音速氣體的不同特性。 如果由於質量流量不變而管道變窄,則次音速氣體流速將會增加。 通過拉伐爾噴嘴的氣流是等熵的(氣體熵幾乎不變)。在次音速流中,氣體是不可壓縮的,聲音會通過它傳播。 在橫截面面積最小的喉部,氣體速度區域性達到聲速(馬赫數= 1.0),這種狀況稱為阻流。 隨著噴嘴橫截面積的增加,氣體開始膨脹,氣流加速到超音速,在那裡聲波不會通過氣體向後傳播(馬赫數> 1.0)。

  只有在通過噴嘴的壓力和質量流量足以達到音速的狀況下,拉伐爾噴嘴會在喉部產生阻流現象。若是沒有達到條件,則不會有超音速氣流產生,此時運作方式較接近文氏管。這要求噴嘴的入口壓力始終顯著高於環境壓力(亦即噴流的靜止壓力必須高於環境壓力)。  另外,噴嘴出口處的氣體壓力不能太低。出口壓力雖然可以低於其排出的環境壓力,但是如果低得太超過,那麼氣流將不再為超音速,或者將在噴嘴的擴張部剝離,形成噴嘴內的紊流,產生側向推力並可能損壞噴嘴。  實務上,出口處超音速氣流壓力必須高於約2-3倍環境壓力,氣體才能離開噴嘴。

  通過拉伐爾噴嘴的氣流分析涉及許多概念和假設:

  氣體以次音速進入噴嘴,隨著噴管收縮,氣體被迫加速,直到截面積最小的噴嘴喉部時,恰好達到音速。擴張部從喉部開始,截面積逐漸加大,氣體跟著膨脹,漸漸超越音速。 可用以下等式來計算排出氣體的線速度: 一些典型火箭發動機推進劑的排氣速度formula_2值如下: 值得注意的一點是,基於排出氣體表現為理想氣體的假設,formula_2有時也被稱作理想排氣速度。  使用上述等式的舉例如下: 假定推進劑燃燒後排出氣體:進入噴嘴的絕對壓力formula_4 = 7.0MPa,並在絕對壓力formula_5 = 0.1MPa下離開火箭排氣口。在絕對溫度formula_6 = 3500K下,具有等熵膨脹因子γ= 1.22和莫耳質量formula_7 = 22kg / kmol。 使用上述公式計算可得出排氣速度formula_2 = 2802 m / s(2.80 km / s),這與上述典型值一致。  在閱讀技術文獻時可能感到困惑,因為許多作者並沒有解釋他們是使用理想氣體常數formula_9,或者他們使用氣體定律常數formula_10,這隻適用於特定氣體。 兩個常數之間的關係是formula_10 = formula_9 / formula_7。

  音速是一個與密度有關的量。流體速度與音速的比值被稱為馬赫數:  1) formula_14  由尤拉方程和理想氣體狀態方程式可得出:  formula_15:  formula_16,  2) formula_17,  方程(2)表明,沿著流線方向,氣體密度變化和速度變化是成正比的,係數為formula_18。由此可得,次音速狀態下,密度變化小於速度變化;相反,超音速狀態下,密度變化大於速度變化。  然後根據連續性假設,  formula_19,  formula_20,  formula_21.  沿流線求導,有  3) formula_22.  如果把截面積A(x)當作已知,流速c(x),馬赫數M(x)當作未知,由方程(3)就可對流動狀況進行討論。如果相對流體進行加速,則必須dc/dx > 0,由(3)
拉伐爾噴管("de Laval nozzle", 亦稱漸縮漸闊噴管,convergent-divergent nozzle、CD nozzle或con-di nozzle)是一箇中間收縮、不對稱沙漏狀的管子。藉由將流體的熱能轉化為動能,可將通過它的熱壓縮氣體加速到超音速。氣體在截面積最小處恰好達到音速。 被廣泛用作蒸汽渦輪機及火箭發動機噴嘴,亦可見於超音速噴氣發動機。 類似的流動性質已經應用於天體物理學中的噴射流。