本发明公开一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。所述系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备。所述方法包括：构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；基于气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及该区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于动力学模型和气动模型获取不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；基于获取的攻角线性试验区间、不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行闭环控制试验和开环控制试验。根据本发明，能够解决现有的风洞试验方法无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程的问题。