高焓高超声速风洞（high enthalpy hypersonicwind tunnel），理学-力学-﹝实验力学﹞-实验流体力学，实验马赫数超过10或12的风洞。主要用于研究导弹、人造卫星或其他飞行器的超高马赫数飞行。在这类风洞中不仅要模拟高马赫数、高雷诺数等，而且要模拟真实飞行的高温（高焓）以及与气动加热有关的现象。在常规高超声速风洞中，加热空气仅仅是为了防止空气的液化，例如马赫数达到10时，驻点温度应加热到1000开左右，但这样的温度却远远不能模拟气动加热现象。导弹、卫星或航天飞机重返大气层时，头部激波后温度可达6000～8000开。这样的高温下空气的性质完全不同于普通温度下具有定比热比的完全气体。为了模拟这样的飞行，出现了高焓高超声速风洞。依据其驱动形式、加热原理和用途的不同有多种型式，包括：①普通高焓高超声速风洞。它与高超声速风洞类似，主要差异在于加热方法与加热程度有别于高超声速风洞，其加热器采用高温金属或石墨作为电热体，采用氧化陶瓷材料作为蓄热介质，可以将高超声速气流温度提高到2500～2800开左右。②激波管风洞。