在直升机的研制过程中风洞试验具有不可替代的重要作用，但是在风洞中进行旋翼气动试验时存在显著的洞壁干扰，测量结果必须经过修正才能反映自由飞行状态下的气动特性。本文研究直升机模型风洞试验的洞壁干扰修正问题，分别采用势流理论和动量源模型，建立适用于孤立旋翼以及旋翼/机身组合模型吹风试验的洞壁干扰修正方法。首先，基于势流理论推导洞壁干扰修正量的计算公式，建立洞壁干扰因子的求解方法，编写洞壁干扰修正程序，采用DNW风洞的试验数据验证计算模型和修正结果的准确性。然后，采用动量源方法进行直升机模型风洞试验的洞壁干扰修正，以动量源项代替桨叶对周围流场的作用，建立一种适用于求解旋翼流场的数值方法。分别计算悬停和前飞状态下的旋翼下洗流场，通过和实验结果的对比验证该数值方法的准确性。采用该方法模拟受风洞壁面影响的孤立旋翼下洗流场，获得旋翼轴倾角修正量，并和势流方法的修正结果进行比较。将动量源方法用于全流场的洞壁干扰修正，分别计算不同来流速度和不同试验段宽高比时的旋翼模型洞壁干扰量。最后，采用动量源方法模拟前飞状态下的旋翼/机身干扰流场，计算机身表面的压强分布，同Langley研究中心所做的ROBIN试验数据进行对比，验证该方法的求解精度。分别计算带洞壁状态和自由流状态下的旋翼/机身干扰流场，分析风洞壁面对组合模型吹风试验时机身测压数据的影响。