试验段气流马赫数在0.3~1.4的风洞，就叫作亚跨声速风洞。

马赫数是表示声速倍数的数，在物理学上一般称为马赫数，是一个无量纲数。一马赫即一倍音速：马赫数小于1者为亚音速，近乎等于1为跨声速，大于1为超声速马赫在从1887年起发表的三篇关于研究弹丸在空气中运动的论文中指出，当气体速度大于或小于声速时，弹丸引起的扰动波形是不同的（见马赫锥）。1929年德国空气动力学家J.阿克莱特首次把比值v/c同马赫的姓氏联繫起来；直到1939年，马赫数这个名词才在世界範围内广泛套用。马赫数是讨论可压缩气体运动的一个重要的无量纲相似準数。在流体密度不变的不可压缩流中，声速c=∞,Ma=0。大约从马赫数等于0.3起，就不能忽略流体的压缩性影响。在可压缩流中，气体流速相对变化dv/v同密度相对变化之间的关係是dp/p=-Ma2dv/v，即在流动过程中，马赫数愈大，气体表现出的可压缩性就愈大。另外，马赫数大于或小于1时，扰动在气流中的传播情况也大不相同。因此，从空气动力学的观点来看，马赫数比流速能更好地表示流动的特点。按照马赫数的大小，气体流动可分为低速流动、亚声速流动、跨声速流动、超声速流动和高超声速流动等不同类型。马赫数小于1者为亚声速，近乎等于1为跨声速，大于1为超声速；一般情况下，若马赫数大于5左右，为高超声速；其值越大，空气（或其它气体）的压缩性影响越显着。

依照马赫数的不同，流体分为几种类型：

不可压缩流：

亚声速不可压缩流：M<0.3

可压缩流：

亚声速可压缩流：0.3≤M≤0.8

跨声速流：0.8≤M≤1.2

超声速流：1.2≤M≤5

高超声速流：M≥5

风洞（wind tunnel）即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具之一。

风洞实验是飞行器研製工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用等领域更是不可或缺的。这种实验方法，流动条件容易控制。实验时，常将模型或实物固定在风洞中进行反覆吹风，通过测控仪器和设备取得实验数据。

为使实验结果準确，实验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的相似参数进行模拟。

此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标準，并定期进行检查测定。

风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而不同。

它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。实验段上游有提高气流匀直度、降低湍流度的稳定段和使气流加速到所需流速的收缩段或喷管。实验段下游有降低流速、减少能量损失的扩压段和将气流引向风洞外的排出段或导回到风洞入口的回流段。有时为了降低风洞内外的噪声，在稳定段和排气口等处装有消声器。

驱动系统共有两类。

一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋转或压缩机转子转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。改变风扇的转速或叶片安装角，或改变对气流的阻尼，可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组或可控硅整流设备供电。它的运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用。使用这类驱动系统的风洞称连续式风洞，但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大，例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为4000千瓦，产生超声速气流则约为16000～40000千瓦。

另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体，因而有吹气、引射、吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂沖式风洞。暂沖式风洞建造周期短，投资少，一般[[雷诺数]]较高，它的工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1秒的脉冲风洞还可通过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这样能量消耗少，模拟参数高。

其作用是按预定的实验程式，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪表，并通过天平、压力和温度等感测器，测量气流参量、模型状态和有关的物理量。随着电子技术和计算机的发展，20世纪40年代后期开始，风洞测控系统，由早期利用简陋仪器，通过手动和人工记录，发展到採用电子液压的控制系统、实时採集和处理的数据系统。

风洞种类繁多，有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。

低速风洞：

许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。基本上有两种形式，一种是法国人A.-G.艾菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞，图1是这两种风洞结构示意图。现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。这个风洞建成后又增加了一个24.4米× 36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。

高速风洞：

实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。按马赫数範围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

跨声速风洞：

风洞的马赫数为0.5～1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段採用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波，而在自由边界上反射为膨胀波，若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。

超声速风洞：

洞内气流马赫数为1.5～4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常採用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。