常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流會出现液化实际上，由于气流膨胀过程很快在某些实验条件下,存在不同程度的过饱和度。所以,实际使用的稳定段温度可比根据空气饱囷曲线得到的温度低根据不同的稳定段温度，对实验气体采用不同的加热方法在通常情况下，气体燃烧加热器加热温度可达750开；镍铬電阻加热器可达1000开;铁铬铝电阻加热器可达1450开；氧化铝卵石床加热器可达1670开；氧化锆卵石床加热器可达2500开；以高纯度氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200开；石墨电阻加热器可达2800开早期常规高超声速风洞常采用二维喷管。在高马赫数条件下喉道尺寸小，表面高热流引起的熱变形使喉道尺寸不稳定边界层分布也非常不均匀，都会影响气流均匀性所以，后期大多数高超声速风洞安装了锥形或型面轴对称喷管锥形喷管加工容易,但产生锥型流场,所以后来逐渐被型面喷管代替。在马赫数大于 7的情况下对高温高压下工作的喷管喉道，一般用水冷却 常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5～14,每米雷诺数嘚量级为3×106为进一步提高实验马赫数和雷诺数，采用凝结温度极低（4 开）的氦气作实验气体在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫數可达到42。 世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10实验段尺寸为1米×1米。德国战败风洞未能完全建成。战后美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞，少数为连续式大多为暂冲式。

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