本发明提供一种高空低雷诺数下航空发动机涡轮试验系统模拟方法及应用，所述方法包括整理得到航空发动机进气系统性能设计点和极限边界等输入条件，分析得到高空低雷诺数工作环境下排气系统的设计点和极限边界；根据引射器设计原理获得引射器主动流和被动流的喷射系数；通过数值模拟得到排气系统的初步设计参数；根据限制条件对初步设计参数进行反复优化，最终确定排气轮廓；由于进气系统，以及引射器主动流和被动流所需的压力和流量范围均不同，需要基于JISB3372‑1982压缩空气用减压阀设计标准选择减压阀，最后确定减压阀的开度和该工况下的最长试验时间。本发明提供的涡轮试验系统模拟方法，可以实现对试验系统的快速设计定型，使得试验流程更加简便精确。