给定总体设计输入（目标功率、总压比 OPR、涡轮前温度 T4、各部件等熵/绝热效率），按 Brayton 循环正向求解单转子燃气发生器 + 自由动力涡轮架构的涡轴发动机热力循环，再按目标功率反推所需空气流量，输出各截面温度/压力、耗油率 SFC、循环热效率、功重比等设计点性能。
求解器是真实的数值迭代（CEA 真实气体热力学 + 牛顿法收敛循环各截面状态），不是查表或拟合公式，因此参数组合在物理上不自洽时（如效率设得过低、温度过低）会报"未收敛"，而不是给出一个编造的数字。
| 循环架构 | 自由涡轮涡轴：进气道 → 压气机 → 燃烧室 → 燃气发生器涡轮 → 自由动力涡轮 → 排气。燃气发生器涡轮功率完全平衡压气机功率（同轴自平衡），自由涡轮与压气机转子机械解耦，其输出功率即对外轴功率。 |
| 求解器 | NASA OpenMDAO / pyCycle（single_spool_turboshaft.py 官方示例架构，未改动求解器逻辑），底层为 OpenMDAO 的非线性方程组牛顿迭代求解器。 |
| 热力学模型 | CEA（Chemical Equilibrium with Applications）真实气体热力学，考虑燃气组分和温度相关的比热变化，而非定比热理想气体假设。 |
| 设计点 vs 校核 | "0D 循环求解"为设计点（design point）单点计算；"多工况校核"按同一硬件（沿用设计点几何/面积）在不同大气条件（如 ISA+20℃热天）下重新收敛，考察偏离设计点后的性能变化。 |
| 已知局限 | 高原（低大气压）工况在当前实现下可能不收敛；重量估算为对已知机型 2 点线性回归，非部件级估算；无多目标优化器，迭代靠人工拖动滑块试探。 |
字段标注 real（公开数据源）/ derived（由 real 字段推算）/ unknown（未查到权威数据，不采信估计值，显示为空）。逐条来源见各行链接。
| 循环求解 | openmdao 3.32.0 + om-pycycle 4.4.0（锁定版本：更新的 openmdao/numpy 组合会导致 pycycle 的 CEA 模块报错，见项目 README） |
| 后端服务 | FastAPI + Uvicorn，同源托管本页面与 /api/* 接口，无需处理跨域 |
| 迭代记录 | 本地 SQLite，每次求解落库一行，刷新页面不丢失 |
| 设计依据助手 | 基于当前参数与知识库对比生成解释，由 Kimi API 驱动 |
| 部署 | Docker 容器 + nginx 反向代理 + Let's Encrypt TLS |
我能解释每个参数选取的依据、循环计算用的公式，以及和 T700 / Arriel 2 等真实机型的对比。生成结果后随时问我。