低速風洞
低速風洞是指試驗段的風速小於140m/s（或Ma<0.4）的風洞，在這個速度範圍內氣流的壓縮性影響可以忽略。在各類風洞中，低速風洞是出現最早、發展最完備、種類和數量也最多的一種風洞，它有著廣泛的用途。在航空航天方面，有關低速流動的基礎性研究，各種飛行器的布局和性能研究，都在低速風洞進行試驗。在一般情況下，運動物體之間的相對速度大多不超過100 m/s，所以有關的空氣動力學試驗都屬於低速風洞試驗範疇。對於高速飛行器來說，也都要經歷起飛（或著陸）階段的低速飛行，所以低速試驗也是不可缺少的。一般工業（非航空航天）用的生產型風洞，絕大多數也是低速風洞。
低速風洞內氣流速度較低，可按不可壓縮流動來設計計算。設計的主要問題是選擇合適的收縮比和收縮曲線、高質量的整流裝置、低噪聲高效率的風扇裝置等，使風洞具有高的能量比、低的湍流度、低的造價，並保證具有高的流場品質。低速風洞的設計實踐和製造經驗多，設計技術相對成熟，因而低速的低速風洞完全可以遵循現有性能優良的風洞所建立的設計準則進行設計。
亞聲速風洞
圖1亞聲速風洞（見圖1）的馬赫數範圍從0.3或0.4開始，至馬赫數大約為0.8為止。馬赫數大於0.3以後，氣流的壓縮性必須考慮。當馬赫數比較高，如達到0.8或0. 85左右時，在一般情況下，模型（表面）附近將出現局部的超聲速區域，同時產生激波。此時，試驗段來流馬赫數已超過模型的臨界馬赫數。馬赫數繼續提高，超聲速區域擴大，將導致在模型與洞壁之間形成聲速截面，此時，無論怎樣提高風洞的功率，也不可能再提高試驗段來流的馬赫數。這種現象稱為風洞堵塞或壅塞。風洞發生堵塞時的馬赫數稱為堵塞馬赫數，以Ma表示。解決風洞堵塞的問題，是屬於跨聲速風洞的範疇。
亞聲速風洞的上限馬赫數，就是不發生堵塞馬赫數，其結構形式和工作原理同低速風洞相仿，風洞所需的功率近似地與試驗段風速的三次方成正比。因而亞聲速風洞的驅動功率要比低速風洞（常規風洞）大得多。為了減小功率，亞聲速風洞的能量比一般都比較高，達到6~11，這就需要精心設計風洞的各個部件。亞聲速風洞尤其需要設法減少試驗段的氣流損失，因為試驗段的風速在整個風洞迴路中是最高的，因而損失較大，所以一般都採用閉口試驗段。試驗段的截面形狀同低速風洞類似，一般是採取長方形。但有些風洞為了減小氣流的損失，採用圓形截面。這是因為，在同樣的截面積下網的周線最短。
亞聲速風洞另一個特點是氣流定常流動時，巨大的輸入功率最終全部轉化為熱，使氣流及風洞洞體的溫度隨著試驗的延續而上升，因此風洞必須要有比較完善的冷卻裝置，這也是亞聲速風洞相對於低速風洞的一個重要特點。由於動力系統的功率很大，一級風扇難以輸送那么多的能量，一般需要採用兩級風扇。兩級風扇一般設計成同軸的，但旋轉方向相反。亞聲速氣流屬於可壓縮氣流，在可壓縮氣流中，主要的相似準則，除表征黏性影響的雷諾數以外，便是馬赫數，亞聲速風洞對氣流性能的主要要求是達到均勻的馬赫數分布，這裡指的是垂直於氣流方向的平面內的分布。試驗段模型區的橫截面上，應該達到的標準是各點馬赫數與平均馬赫數之差ΔMa≤±0.002。
跨聲速風洞
跨聲速風洞試驗馬赫數的範圍大致在0.8~1.4，其馬赫數上限主要受動力限制。跨聲速風洞所消耗的動力是十分巨大的，而且隨馬赫數提高而迅速增大。當馬赫數達到1.4左右時，繞模型（如機翼）的流動已全部或基本變成超聲速流了，氣動特性隨馬赫數的變化已趨於平穩。在跨聲速範圍內，流動是比較複雜的，流場中既有亞聲速區，又有超聲速區，而且經常是不穩定的，氣動力和力矩都隨馬赫數的變化而劇烈變化。在飛機發展歷史中出現過的所謂聲障問題，就與這種流動的複雜性有關。現代戰鬥機進行空戰的主要速度範圍是高亞聲速和低超聲速的跨聲速範圍，大中型旅客機的飛行速度也是在高亞聲速或跨聲速範圍。超聲速飛機以及速度更高的火箭、飛彈等飛行器，雖然速度早已大於或遠大於聲速，但其加速過程中，仍然必須經過跨聲速範圍。因此，所有這些飛行器的跨聲速性能，仍是必須研究和待解決的問題。
超聲速風洞
超聲速風洞的馬赫數範圍一般為1.4~5.0，從風洞設計的角度看，若馬赫數大於1.4，則風洞試驗段可以採用普通的實壁，不擔心模型堵塞或激波反射。從流動觀點看，Ma≥1.4以後，模型流場已經全部變成超聲速流動，氣動特性隨馬赫數的變化已趨緩。確定Ma=5.0為超聲速風洞的上限，主要是由於氣流是否需要加熱。若風洞氣流的駐點壓力為1個大氣壓，駐點溫度為普通大氣溫度，加速膨脹至Ma5以上，則氣流溫度將下降到空氣液化點以下，因而出現凝結。為了防止凝結，需要預先加熱空氣，這是高超聲速風洞的基本特點。
超聲速風洞產生不同馬赫數的超聲速流動，必須滿足以下三個條件：①風洞上下游必須有足夠的壓力比，並且壓力比隨馬赫數提高而增大。②試驗段與喉部必須保持一定的面積比，並且面積比隨馬赫數而變化。即氣流在超聲速噴管中加速膨脹所能達到的馬赫數，決定於噴管出口（即試驗段）面積與喉部面積比。③必須滿足一定的流量要求。
高超聲速風洞
高超聲速風洞是馬赫數大於5的超聲速風洞，主要用於飛彈、人造衛星、太空梭的模型試驗。試驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風洞主要有常規高超聲速風洞、低密度風洞、激波風洞、熱衝風洞等形式。
高超聲速流體的流動速度遠大於聲速，有許多不同於超聲速流動的特點。從實際流動來看，當馬赫數大於5時，繼續運用超聲速流的線化理論分析流動，會產生比較大的誤差。飛行器的頭部激波與邊界層的相互干擾就會引起整個流場的變化。而當馬赫數大於8時，空氣中的氧氣首先開始離解，其他氣體也相繼出現離解，理想氣體的方程已不適用，而必須考慮真實氣體效應。因此，馬赫數5—10是一個特殊的流動範圍，一般稱為高超聲速流動。
高超聲速風洞運轉時，由於噴管的膨脹使試驗段內氣流溫度急劇下降，致使空氣本身的成分開始液化，在噴管中產生不希望的兩相流動。為避免空氣凝結，需要將供給空氣加熱到很高的溫度，例如，馬赫數為10時約1000K。高超聲速運轉所需的風洞壓力比很高，Ma 10時約為430。試驗段的靜壓需要一定值以便能進行精確的測量，這樣供氣壓力必須很高，在Ma 10時約10×10Pa。這樣高的供氣壓力對結構產生大的負荷和高的應力，也引起洞體固定和可動部段之間嚴重的密封問題及高壓容器和管路的安全問題。常用電或某種氣體燃燒加熱器使空氣加熱到高溫，高壓容器內部的高溫加熱器是一個重要的工程設計項目。為避免風洞結構中的高溫應力和變形，對噴管喉道段、擴散段第二喉道及噴管本身都需要內部水道冷卻，模型和氣動力天平在很多情形中也需要內部冷卻。風洞的許多部分，特別是噴管喉道段要採用特殊的耐高溫材料和專門的製造技術。
