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。
關鍵問題
圖1跨聲速風洞必須解決產生跨聲速流的幾個問題：①解決風洞的堵塞現象；②產生均勻的低超聲速流動；③減少或消除亞聲速洞壁干擾；④減少或消除激波反射的影響。經過試驗和研究，若試驗段洞壁採用開孔或開槽的通氣壁板，並且開得合適，這4個問題都可以解決。
研究發現，試驗段採用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使試驗段內的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產生低超聲速流動。這種有透氣壁的試驗段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產生的激波，在實壁上反射為激波，而在自由邊界上反射為膨脹波，若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。為了在各種試驗情況下有效地減弱反射波，發展出可變開閉比（開孔或開縫占試驗段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分布的透氣壁。第一座跨聲速風洞是NACA在1947年建成的，它是一座開閉比為12.5%、試驗段直徑為0.308m的開縫壁風洞。此後跨聲速風洞發展很快，到50年代就已建設了一大批試驗段口徑大於1m的生產型風洞。跨聲速風洞通氣壁試驗段見圖1。
特點
跨聲速風洞在風洞洞體的布局方面，除驅動裝置、噴管和試驗段以外，同亞聲速風洞和連續式超聲速風洞比並沒有十分顯著的差別。跨聲速風洞設計的主要問題是改進通氣壁試驗段，減小洞壁和支架干擾、提高風洞動態氣流品質，降低氣流的湍流度和噪聲以適應非定常試驗的需要。跨聲速時飛行器的氣動特性對雷諾數十分敏感，提高風洞試驗雷諾數一直是跨聲速風洞試驗的努力目標，各國相繼建造了一批增壓風洞和低溫風洞。對於大量的跨聲速飛行器研究試驗，應使試驗雷諾數高到足以預測雷諾數的影響。對於典型的運輸機機翼，邊界層轉捩點在機翼前緣，邊界層全部是湍流，因而所確定的跨聲速雷諾數日標為3×10 。為了消除洞壁干擾，發展了自適應壁試驗段，通過調整壁麵條件，使模型處於無限流場，從而既模擬了模型周圍的複雜流動又得到了沒有洞壁干擾的氣動數據。
跨聲速風洞多是連續式的，但有些暫沖式風洞設計成亞聲速、跨聲速、超聲速三種速度範圍都能運行，成為三聲速風洞。風洞有一個氣源、一些不需要更換的管道、穩定段以及收縮段的前半段等。進行超聲速試驗時，採用拉瓦爾噴管、固壁試驗段和第二喉道。進行跨聲速或亞聲速試驗時，採用單一收縮的聲速噴管、開孔或開槽的試驗段，其四周利用駐室包圍，駐室中的壓力根據試驗馬赫數需求調節控制壓力。
跨聲速風洞消耗的動力是十分巨大的，如何在滿足試驗要求的條件下，儘可能減小功率消耗是十分重要的問題。影響動力消耗的第一個因素是如何排除駐室中的氣體，採用輔助吸氣裝置要比利用主氣流引射更為節省總功率。可以節約功率20%~25%。根據一個3m風洞的計算，若Ma1.2，採用輔助吸氣裝置，功率消耗為3040千瓦每平方米氣流面積，而採用主氣流引射，功率消耗為3680~ 3840千瓦每平方米。影響動力消耗的第二個因素是風洞的相對排氣量，跨聲速風洞通過增加排氣量來提高馬赫數，是很消耗功率的，所以，風洞最高馬赫數不宜過高，一般達到1.2~1.4就足夠了。若風洞採用超聲速噴管，則可以大大減小排氣量，因而節省功率。利用噴管產生一定馬赫數的低超聲速流，然後配之以通氣壁排除部分流量。在這種情下，馬赫數增大，排氣量基本上保持不變。當然，如果所採用的超聲速噴管是柔壁的，能夠產生各種馬赫數的流動。
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。
分類
圖2超聲速風洞分為連續式和暫沖式(間歇式)兩大類。連續式風洞由軸流式壓氣機或航空發動機驅動，提供風洞運行所必需的壓力比，可分為多級壓縮機式、氣瓶引射式和噴氣發動機引射式等。根據形成壓力比的方式不同，可分為下吹式、抽吸式、吹吸式、引射式和吹引式5種。
暫沖式超聲速風洞南氣源系統、閥門（下吹氣式超聲速風洞中一般有三種閥門，截止閥、快速閥和調壓閥）、大角度擴散段、穩定段與收縮段、噴管段、試驗段、超聲速擴壓段、亞聲速擴壓段、消聲塔等組成（見圖2）。
兩者的不同之處在於：連續式風洞可以連續工作，而暫沖式風洞一次只能工作很短的時間，一般在30s至1min。由於工作時間長短不同，兩者的附屬設備也有很大的差別。對於連續式風洞，需要用很大的功率才能長時問地維持高壓力。但暫沖式風洞要求很大的高壓儲氣罐或更大的低壓真空箱，而且工作時間短，要求測量儀器反應迅速，能自動測量。連續式風洞具有持續運行時間長、風洞試驗段流場氣流穩定、能夠精確地重複某一給定的試驗段內氣流流動狀態參數、有利於得到可靠的非定常試驗數據和風洞運行試驗費用較低的特點，而且風洞可以在低於1個大氣壓狀態下運行，與暫沖式風洞相比，可以具有更低速壓的試驗能力，這對進行顫振試驗模型設計技術尤其有利。但由於風洞運行壓力受壓氣機驅動功率限制，及風洞運行過程中氣流溫升受迴路冷卻系統設計能力的限制（一般在40~50℃狀態下運行），因此風洞試驗雷諾數通常低於相同尺寸的暫沖式風洞。
暫沖式風洞驅動系統設計、製造技術比連續式風洞簡單、建設周期短，造價比較低，暫沖式風洞氣源設計包括儲氣罐儲氣容積、儲氣壓力和壓縮空氣乾燥度的確定、壓縮空氣溫度和供氣系統配置方案的選擇。暫沖式風洞運行時，儲氣罐處於放氣過程，所以氣體總溫將有所下降。允許的氣體最低溫度取決於風洞模型試驗雷諾數的允許變化量。可以通過儲氣罐內設定可加熱或不加熱的蓄熱介質，增大儲氣罐容積來減少總溫的下降。
設計關鍵
超聲速風洞設計的關鍵是調壓閥、噴管、試驗段和第二喉道或擴散段。超聲速流動純粹南收斂一擴張噴管（拉瓦爾噴管）的幾何形狀產生，試驗段氣流的平直度和均勻度取決於噴管的幾何形狀和製造精度。馬赫數完全由試驗段面積對噴管的最小喉道面積比決定，而且只要穩定段到亞聲速擴散段末端管道之間的氣流壓力比在必須的最小值以上，一般是與穩定段總壓無關的。按不同的要求，噴管可以採用適用於任一馬赫數範圍的柔性噴管，或者採用一個噴管只對應於某一馬赫數的幾個固塊噴管。
拉瓦爾噴管的構造形式有多種，例如，兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連線的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連線而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調節的柔壁噴管。柔壁噴管是用彈性鋼板作為噴管的彎曲壁，將鋼板鉸接於一系列作動筒端部，改變作動筒位置即可得到各種曲線壁形狀，產生各種不同馬赫數的氣流。柔壁噴管的優點在於能夠連續改變試驗馬赫數，可以在一次試驗中得到各種馬赫數下的數據，有利於研究作為主要相似準則的馬赫數的影響，也能大大提高試驗效率。另外，風洞可以在低馬赫數下啟動，減小對模型的啟動衝擊和節省氣源，所以連續式風洞常採用柔壁噴管。其缺點是噴管曲線形狀的精確性不如固定式噴管，氣密比較困難，這都會影響氣流的均勻性。另外，加工和控制技術比較雜復，難以製作。試驗段下游的超聲速擴壓器由收縮段、第二喉道和擴散段組成，通過喉道面積變化使超聲速流動經過較弱的激波系變為亞聲速流動，以減小流動的總壓損失。
第一座超聲速風洞是普朗特( Prandtl)於1905年在德國哥廷根建造的，試驗馬赫數可達到1.5。1920年A．布澤曼改進了噴管設計，得到了均勻超聲速流場。1945年德國已擁有試驗段直徑約I rn的超聲速風洞，20世紀50年代，世界上出現了一批供飛行器模型試驗的超聲速風洞，其中最大的是美國的4. 88m×4.88m超聲速風洞。
目前，國外使用的中型和大型超聲速風洞已能夠基本滿足各種飛行器的超聲速試驗要求。從60年代以後，國外很少再興建大型超聲速風洞了。雖然目前風洞試驗的雷諾數還遠遠達不到全尺寸的程度，但在超聲速範圍內，雷諾數影響比起激波要次要一些，而且一般下吹式風洞都有能力通過提高駐點壓力來提高雷諾數。
