在看《导弹百科辞典》时其中一条”喷管膨胀比“提到了燃气膨胀状态对发动机效率的影响，原文如下：
  喷管膨胀比
penguan pengzhangbi
nozzle expansion ratio
喷管进口总压与出口静压之比。表征喷管工作状态的重要参数。通常将喷管设计的进口总压与环境压强之比称为设计膨胀比。对拉瓦尔喷管，在环境压强不变条件下，当喷管出口压强与环境压强相等时，推力室比冲和喷管推力系数最大，这就是喷管工作的设计状态。当发动机随导弹飞行高度变化时，其环境压强值也不断变化，如果喷管是不可调的，其出口压力一定，喷管的实际膨胀比只在某一瞬间才等于设计膨胀比，即出口静压等于环境压强，这种状态称为完全膨胀，此时效率最高。可见，火箭发动机喷管绝大部分时间工作在非设计状态。当实际膨胀比小于设计膨胀比时，则出口静压大于环境大气压强，气流在喷管中没有完全膨胀，喷出后还继续膨胀，称为欠膨胀；当实际膨胀比大于设计膨胀比，则出口静压小于环境大气压强，气流在喷管中过度膨胀，称为过膨胀，过膨胀气流在喷管出口处受到环境大气的压缩产生激波。如果喷管出口静压小于0．4倍环境压强时，激波进入喷管内，管壁上的气流附面层将产生分离干扰现象。欠膨胀和过膨胀都会使效率降低，尤其在深度过膨胀中，推力降低更严重。对收敛形喷管，当设计膨胀比等于或小于实际临界压强比(喷管进口总压与临界截面上静压之比)时，则出口气流速度等于或小于声速，喷管出口气流静压均等于环境大气压强。气流在喷管内完全膨胀。这两种工作状态分别称临界状态和亚临界状态。当设计膨胀比大于临界压强比时，称为超临界状态，这时气流还具有较大的膨胀能力，即喷管处于欠膨胀状态，但由于受喷管形状的限制，出口气流的速度只能增大到声速，因而造成较大的推力损失。此时喷管出口静压大于环境压强，而不受其影响，只随进口总压的增大而增大。 XXXXXXXXXXXXXXXXX/Refbook/XXXXXXXXpx?bi=m.20071220-m300-w001-050&ei=5EE15FC2740914DF324C4F6F4E234ACA9028936F18CA51EBB6395A5D092884EDB3C08B688064732D&p=53&cult=CN

上文提到如果燃气在喷管里被过度膨胀则喷出后会受到大气压强的挤压产生激波甚至与喷管壁分离,并且过度膨胀或欠膨胀会降低发动机的效率。
附图说明（曾经发过）：  

第一个是严重过度膨胀，燃气与喷管分离并产生激波。第二个是理想状态下的喷气，没有激波，只可能发生在当Pe=Pa的时候。第三个是欠膨胀，离开喷管后继续膨胀，在外太空这种现象极为明显。

猜测若有激波则说明发动机效率没有达到最高。

又见一文介绍了激波/马赫环的形成 XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/question/propulsion/XXXXXXXXtml
得知激波或马赫环的形成是由于燃气压力与大气压力不同，离开喷管后受大气压力产生的。个人认为其原理与简谐运动一样。

过度膨胀时的激波：

燃气压力低于大气压，离开喷管后先被压缩，挤成一团产生激波，压力升高，后膨胀，所带动能导致膨胀过度，又被大气压成一团，产生另一个激波，重复过程直到燃气压力与大气压力相等。
欠膨胀时的激波：

燃气压力高于大气压 ，离开喷管后先膨胀，所带动能导致膨胀过度，被大气压成一团，产生另一个激波，重复过程直到燃气压力与大气压力相等。
两张图中的红线就是激波/马赫环

于是断定出现激波是喷管膨胀比不正确而影响发动机效率的直接表现。
以上结论是猜的，如果不对请大神指正。

虽然激波显示喷管膨胀比有问题，能出环还是好事，至少说明发动机排气已经达到音速。貌似3年前论坛里还几乎没有发动机能出环，现在大家都出环了。。。。