本发明公开了一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，属于机翼动力学耦合风洞试验技术领域，本发明的方法为：1、试验准备：选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型；2、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，分析判断下一步是改变舵面偏角或是增加风速；3、参数调整：如果针对某一模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则改变模型参数；本发明通过风洞试验的方法来研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼的动力学耦合现象，相比于数值求解而言，风洞试验方法要更加有效便捷。