本发明提供一种进气道小流量试验的模拟方法，该模拟方法通过在进气道下游出口设置节流锥来模拟发动机不同转速工作状态下对上游进气道流量的影响，通过改变节流锥的位置使节流面积发生改变，从而改变进气道的流通能力，相较于传统采用改变背压条件模拟发动机转速的方法，在保证模拟真实可靠性的前提下，避免了飞行器大攻角、小流量状态仿真时，进气道容易出现“全流道倒流”这一非物理现象的问题，解决了进气道难以通过数值计算模拟大攻角、小流量这一工作状态的问题，为进气道/发动机一体化设计提供了技术支撑。