飞机翼型风洞试验（aircraft airfoil test in wind tunnel），工学-航空宇航科学与技术-航空-航空器地面试验-航空器风洞试验，为研究飞机翼型的空气动力性能开展的航空器风洞试验。试验目的是测量翼型弦向表面的压力分布、升力、阻力、力矩、激波位置以及临界马赫数等气动特性，研究翼剖面形状对空气性能的影响。一般在高速风洞中研究基本翼型的高速气动力性能；在低速风洞中研究基本翼型的低速气动力性能和带有增升装置的多段翼型气动力性能。在大中型民机研制初期，会开展一种带有后掠角的准三元低速多段翼型风洞试验主要用于优化增升装置状态。飞机翼型风洞试验可以在专门的二维风洞（或二维试验段）中进行，也可以在三维试验段中进行。二维翼型风洞试验利用装载侧壁的空气动力天平测量各气动力。用空气动力天平直接测量翼型气动力存在困难，所以主要采用测量翼型表面沿弦向的压力分布（见图），然后通过积分的方法来获得翼型的气动力。二维翼型风洞试验也用测量洞壁压力分布的方法测量升力和俯仰力矩。