本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法。该方法以用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置为基础，在“冷喷流”模拟方法指导下测量获得体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量，计算获得体轴系下的轴向力分量以及推力作用点相对于五分量推力天平校心的距离，最后通过力的分解与平移，获得斜切喷管的推力方向和推力大小。该风洞试验方法采用风洞试验缩比模型解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。