在不同的速度範围，气流有不同的特性：当 时，空气呈现出明显的压缩性；当 时，流动中将出现激波。这些高速（包括亚声速、跨声速、超声速）气流的流动特性需要在高速风洞中进行研究。当飞机的飞行速度接近声速时，其阻力急剧增加，出现了所谓的“音障”，致使操纵失效而造成机毁人亡。为了克服“音障”，美国建造了世界上第一座跨声速风洞。根据在高速风洞中对跨声速气动特性的研究结果改进了飞机设计，才实现了跨声速飞行。随后，面积律概念、超临界翼型、有利干扰动力装置布局等都是通过高速风洞试验发展起来的。这些空气动力学研究成果，都迅速被利用到飞行器上：面积律帮助人们突破了“音障”；超临界翼型帮助人们研製出经济性好的高亚声速民航飞机；有利干扰动力装置布局也套用于低油耗运输机上。

风洞测量处理系统是完成风洞试验的基础设备，一般由压力和温度感测器、应变天平、信号调理器、数据採集测量装备、电子扫描阀测压系统、数据处理分析系统等组成。

其主要任务是在计算机的控制和管理下，通过感测器把风洞试验过程中产生的压力、温度、力、力矩、角度、位移、速度、加速度等物理量，转化为电压或电流信号，通过数据採集设备进行採样，再量化成数位讯号存入计算机，按照设定的方法和软体进行计算处理，将数据结果显示列印输出，并进行进一步的分析和管理。

风洞的形式和所进行的试验项目种类很多，但基本的测量参数是大同小异的。高速风洞常规试验测量处理系统要进行测量的主要参数一般有以下几类：

压力是风洞试验的主要测量参数，一些重要的试验参数如风速、马赫数、动压、稳定段总压、参考点静压、模型表面压力、模型底部压力等都是通过压力测量来确定的；可以通过压力分布的测量确定风动的流场品质；在变压力风洞中，通过压力的测量确定试验的模型条件；试验模型表面压力测量数据可以作为飞行器部件强度和气动设计的依据。

压力测量主要是採用压力感测器，对于模型表面压力测量和流场压力测量等测点（几百或上千点）的试验，一般採用电子扫描压力测量系统进行测量。

目前，压力感测器和压力测量系统的精度基本上可以满足各种试验要求，但是要想得到高质量的试验数据，还必须有正确的试验方法。

试验模型在与气流相对运动时将受到空气动力的作用，通常将空气分解为升力、阻力、侧力及俯仰力矩、滚转力矩、偏航力矩。这些参数在高速风洞试验时通常採用应变天平测量。通过应变天平将气动力转换为电压量，再将测得的力和力矩通过转换得到无量纲的空气动力係数。气动力测量的精度除了受天平、测控系统影响外，还和其他设备以及试验条件有关。

风洞试验模型姿态角的测量一般是通过间接测量来确定，主要是利用安装在模型支撑机构上的电位计、角度感测器等进行测量，再通过採集处理系统进行计算、转换和修正。模型姿态角的测量精度直接影响气动试验的模拟精度，在风洞试验中是非常重要的环节。

温度是风洞试验的状态参数，主要通过各种温度感测器测量。它除了对天平等测量设备的精度有影响外，还直接影响风洞试验的雷诺数。要想精确计算风速和雷诺数，必须精确测量风洞流场的温度。

高速风洞试验是航空航天研究的关键环节之一。目前，在试验任务多、难度大、时间紧、要求高的情况下，高速所现有的试验管理手段面临着试验效率低、质量风险高，信息套用滞后，持续改进难度大，知识经验难以传承等现实难题。