脉动压力风洞试验（pressure fluctuation 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，研究非定常流动现象诱导出的飞行器表面脉动压力规律的试验。是在研究飞行器的抖振特性，特别是大型运载火箭结构的抖振响应基础上发展起来的一种试验技术。飞行器在亚声速条件下，脉动压力主要是由于物形变化引起的流动分离产生；在跨声速条件下，局部绕流达到声速出现激波，脉动压力主要是由于流动分离、膨胀拐角处的激波振荡、激波与分离流分离点和再附点附近边界层的相互干扰产生；在超声速飞条件下，飞行器头部形成脱体激波，绕流脉动压力主要是由于附着流、分离流、激波与分离流分离点和再附点附近边界层的相互干扰产生。脉动压力风洞试验目的是通过试验测量飞行器沿轴向或典型截面圆周方向各测点的脉动压力幅值、功率谱密度等的量值，确定脉动压力峰值的最大值、轴向位置及频率等参数，为飞行器抖振响应（总体或局部响应）提供依据，从而为飞行器总体和结构设计提供有用数据载荷。