低速风洞是指试验段的风速小于140m/s（或Ma<0.4）的风洞，在这个速度範围内气流的压缩性影响可以忽略。在各类风洞中，低速风洞是出现最早、发展最完备、种类和数量也最多的一种风洞，它有着广泛的用途。在航空航天方面，有关低速流动的基础性研究，各种飞行器的布局和性能研究，都在低速风洞进行试验。在一般情况下，运动物体之间的相对速度大多不超过100 m/s，所以有关的空气动力学试验都属于低速风洞试验範畴。对于高速飞行器来说，也都要经历起飞（或着陆）阶段的低速飞行，所以低速试验也是不可缺少的。一般工业（非航空航天）用的生产型风洞，绝大多数也是低速风洞。

低速风洞内气流速度较低，可按不可压缩流动来设计计算。设计的主要问题是选择合适的收缩比和收缩曲线、高质量的整流装置、低噪声高效率的风扇装置等，使风洞具有高的能量比、低的湍流度、低的造价，并保证具有高的流场品质。低速风洞的设计实践和製造经验多，设计技术相对成熟，因而低速的低速风洞完全可以遵循现有性能优良的风洞所建立的设计準则进行设计。

亚声速风洞（见图1）的马赫数範围从0.3或0.4开始，至马赫数大约为0.8为止。马赫数大于0.3以后，气流的压缩性必须考虑。当马赫数比较高，如达到0.8或0. 85左右时，在一般情况下，模型（表面）附近将出现局部的超声速区域，同时产生激波。此时，试验段来流马赫数已超过模型的临界马赫数。马赫数继续提高，超声速区域扩大，将导致在模型与洞壁之间形成声速截面，此时，无论怎样提高风洞的功率，也不可能再提高试验段来流的马赫数。这种现象称为风洞堵塞或壅塞。风洞发生堵塞时的马赫数称为堵塞马赫数，以Ma_堵表示。解决风洞堵塞的问题，是属于跨声速风洞的範畴。

图1

亚声速风洞的上限马赫数，就是不发生堵塞马赫数，其结构形式和工作原理同低速风洞相仿，风洞所需的功率近似地与试验段风速的三次方成正比。因而亚声速风洞的驱动功率要比低速风洞（常规风洞）大得多。为了减小功率，亚声速风洞的能量比一般都比较高，达到6~11，这就需要精心设计风洞的各个部件。亚声速风洞尤其需要设法减少试验段的气流损失，因为试验段的风速在整个风洞迴路中是最高的，因而损失较大，所以一般都採用闭口试验段。试验段的截面形状同低速风洞类似，一般是採取长方形。但有些风洞为了减小气流的损失，採用圆形截面。这是因为，在同样的截面积下网的周线最短。

亚声速风洞另一个特点是气流定常流动时，巨大的输入功率最终全部转化为热，使气流及风洞洞体的温度随着试验的延续而上升，因此风洞必须要有比较完善的冷却装置，这也是亚声速风洞相对于低速风洞的一个重要特点。由于动力系统的功率很大，一级风扇难以输送那幺多的能量，一般需要採用两级风扇。两级风扇一般设计成同轴的，但旋转方向相反。亚声速气流属于可压缩气流，在可压缩气流中，主要的相似準则，除表征黏性影响的雷诺数以外，便是马赫数，亚声速风洞对气流性能的主要要求是达到均匀的马赫数分布，这里指的是垂直于气流方向的平面内的分布。试验段模型区的横截面上，应该达到的标準是各点马赫数与平均马赫数之差ΔMa≤±0.002。

跨声速风洞试验马赫数的範围大致在0.8~1.4，其马赫数上限主要受动力限制。跨声速风洞所消耗的动力是十分巨大的，而且随马赫数提高而迅速增大。当马赫数达到1.4左右时，绕模型（如机翼）的流动已全部或基本变成超声速流了，气动特性随马赫数的变化已趋于平稳。在跨声速範围内，流动是比较複杂的，流场中既有亚声速区，又有超声速区，而且经常是不稳定的，气动力和力矩都随马赫数的变化而剧烈变化。在飞机发展历史中出现过的所谓声障问题，就与这种流动的複杂性有关。现代战斗机进行空战的主要速度範围是高亚声速和低超声速的跨声速範围，大中型旅客机的飞行速度也是在高亚声速或跨声速範围。超声速飞机以及速度更高的火箭、飞弹等飞行器，虽然速度早已大于或远大于声速，但其加速过程中，仍然必须经过跨声速範围。因此，所有这些飞行器的跨声速性能，仍是必须研究和待解决的问题。

超声速风洞的马赫数範围一般为1.4~5.0，从风洞设计的角度看，若马赫数大于1.4，则风洞试验段可以採用普通的实壁，不担心模型堵塞或激波反射。从流动观点看，Ma≥1.4以后，模型流场已经全部变成超声速流动，气动特性随马赫数的变化已趋缓。确定Ma=5.0为超声速风洞的上限，主要是由于气流是否需要加热。若风洞气流的驻点压力为1个大气压，驻点温度为普通大气温度，加速膨胀至Ma5以上，则气流温度将下降到空气液化点以下，因而出现凝结。为了防止凝结，需要预先加热空气，这是高超声速风洞的基本特点。

超声速风洞产生不同马赫数的超声速流动，必须满足以下三个条件：①风洞上下游必须有足够的压力比，并且压力比随马赫数提高而增大。②试验段与喉部必须保持一定的面积比，并且面积比随马赫数而变化。即气流在超声速喷管中加速膨胀所能达到的马赫数，决定于喷管出口（即试验段）面积与喉部面积比。③必须满足一定的流量要求。

高超声速风洞是马赫数大于5的超声速风洞，主要用于飞弹、人造卫星、太空梭的模型试验。试验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。

高超声速流体的流动速度远大于声速，有许多不同于超声速流动的特点。从实际流动来看，当马赫数大于5时，继续运用超声速流的线化理论分析流动，会产生比较大的误差。飞行器的头部激波与边界层的相互干扰就会引起整个流场的变化。而当马赫数大于8时，空气中的氧气首先开始离解，其他气体也相继出现离解，理想气体的方程已不适用，而必须考虑真实气体效应。因此，马赫数5—10是一个特殊的流动範围，一般称为高超声速流动。

高超声速风洞运转时，由于喷管的膨胀使试验段内气流温度急剧下降，致使空气本身的成分开始液化，在喷管中产生不希望的两相流动。为避免空气凝结，需要将供给空气加热到很高的温度，例如，马赫数为10时约1000K。高超声速运转所需的风洞压力比很高，Ma 10时约为430。试验段的静压需要一定值以便能进行精确的测量，这样供气压力必须很高，在Ma 10时约10×10⁶ Pa。这样高的供气压力对结构产生大的负荷和高的应力，也引起洞体固定和可动部段之间严重的密封问题及高压容器和管路的安全问题。常用电或某种气体燃烧加热器使空气加热到高温，高压容器内部的高温加热器是一个重要的工程设计项目。为避免风洞结构中的高温应力和变形，对喷管喉道段、扩散段第二喉道及喷管本身都需要内部水道冷却，模型和气动力天平在很多情形中也需要内部冷却。风洞的许多部分，特别是喷管喉道段要採用特殊的耐高温材料和专门的製造技术。