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。

跨声速风洞必须解决产生跨声速流的几个问题：①解决风洞的堵塞现象；②产生均匀的低超声速流动；③减少或消除亚声速洞壁干扰；④减少或消除激波反射的影响。经过试验和研究，若试验段洞壁採用开孔或开槽的通气壁板，并且开得合适，这4个问题都可以解决。

图2

研究发现，试验段採用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使试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。这种有透气壁的试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。为了在各种试验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占试验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是NACA在1947年建成的，它是一座开闭比为12.5%、试验段直径为0.308m的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批试验段口径大于1m的生产型风洞。跨声速风洞通气壁试验段见图2。

跨声速风洞在风洞洞体的布局方面，除驱动装置、喷管和试验段以外，同亚声速风洞和连续式超声速风洞比并没有十分显着的差别。跨声速风洞设计的主要问题是改进通气壁试验段，减小洞壁和支架干扰、提高风洞动态气流品质，降低气流的湍流度和噪声以适应非定常试验的需要。跨声速时飞行器的气动特性对雷诺数十分敏感，提高风洞试验雷诺数一直是跨声速风洞试验的努力目标，各国相继建造了一批增压风洞和低温风洞。对于大量的跨声速飞行器研究试验，应使试验雷诺数高到足以预测雷诺数的影响。对于典型的运输机机翼，边界层转捩点在机翼前缘，边界层全部是湍流，因而所确定的跨声速雷诺数日标为3×10⁷。为了消除洞壁干扰，发展了自适应壁试验段，通过调整壁麵条件，使模型处于无限流场，从而既模拟了模型周围的複杂流动又得到了没有洞壁干扰的气动数据。

跨声速风洞多是连续式的，但有些暂沖式风洞设计成亚声速、跨声速、超声速三种速度範围都能运行，成为三声速风洞。风洞有一个气源、一些不需要更换的管道、稳定段以及收缩段的前半段等。进行超声速试验时，採用拉瓦尔喷管、固壁试验段和第二喉道。进行跨声速或亚声速试验时，採用单一收缩的声速喷管、开孑L或开槽的试验段，其四周利用驻室包嗣，驻室中的压力根据试验马赫数需求调节控制压力。

跨声速风洞消耗的动力是十分巨大的，如何在满足试验要求的条件下，儘可能减小功率消耗是十分重要的问题。影响动力消耗的第一个因素是如何排除驻室中的气体，採用辅助吸气装置要比利用主气流引射更为节省总功率。可以节约功率20%~25%。根据一个3m风洞的计算，若Ma1.2，採用辅助吸气装置，功率消耗为3040千瓦每平方米气流面积，而採用主气流引射，功率消耗为3680~ 3840千瓦每平方米。影响动力消耗的第二个因素是风洞的相对排气量，跨声速风洞通过增加排气量来提高马赫数，是很消耗功率的，所以，风洞最高马赫数不宜过高，一般达到1.2~1.4就足够了。若风洞採用超声速喷管，则可以大大减小排气量，因而节省功率。利用喷管产生一定马赫数的低超声速流，然后配之以通气壁排除部分流量。在这种情下，马赫数增大，排气量基本上保持不变。当然，如果所採用的超声速喷管是柔壁的，能够产生各种马赫数的流动。