设计计算从进气道开始。要求提供海拔，飞行马赫数及从而知道环境温度及压力，飞行速度及发动机的总的进口条件T2=T1及压力。在压气机进口处的压力可以通过输入进气道压力比来计算得到，也可以从进气道图谱中读取。

在设计计算中，修正的总发动机质量流量是个输入值。W2可以根据以及，这里的Tstd为288.15K，Pstd=101.325kPa，Rstd=287.05J/(kg*K)。

在off-design中，相对的压缩机速度修正可以定义成：

压缩机性能图可以用来读取相应的数据，根据修正速度及及辅助图谱坐标系。包括标准日修正流量，等熵效率，压力比P3/P2，以及喘振边界。如果涡轮进口温度T4指定的花，Nc是个指定的或者估计的的值。是迭代时的估计值，这个对于任意设计计算都是需要的。W2可以按照上边的方法，用，T2及P2来轻易得到。

为了研究进气流动变形，研究瞬态行为，需要发动机的一些几何数据。如果选择了compressor Design就可以哦得到这些参数。接着，W2, T2, P2,在叶尖的速度、进气轮毂/叶尖直径比及轴向马赫数就可以用来计算叶尖直径，相对及圆周马赫数，切向速度。

在描述进气道流道突变的时，需要空气动力交界面的空气动力学变量。流动面积可以从压缩机叶尖直径推导得到。

接下来计算压缩过工程，这个需要压缩机出口问题T3，或者比功dH23。

下一步来计算内容空气系统。涡轮冷却的空气流量计算如下：

这里认为冷却空气的两并没有做工，直接和涡轮之后的主燃气流相混合。涡轮导向叶片（NGV）冷却空气流量可以用相似的方式求得：

在点41，涡轮上游的位置，NGV冷却空气与主燃气混合，是要考虑这部分气体的做工。

叶尖缝隙的质量流量可以用一个相对值和绝对值的复合函数来表示。

涡轮叶尖气体所做的功可以用下式求得：

在操作线性计算及瞬态行为的模拟过程中，可以自动选择处理叶片。当相对修正压气机速度高于Nc,corr,rel,2时就需要关闭排气阀。如果相对速度小于Nc,corr,rel,1时，这个排气阀就是打开的。如果修正的轴速介于这两个值之间，排气流可以用下式处理：

NGV及涡轮转子冷却空气完全压缩，这里要的是功率系数dH23。在压缩机出口的质量流量W3是一种没有考虑内部叶栅的不完全压缩（内部叶栅可以用fBld<1来模化，此时对英语fHDBld<1）：

在位置3和31之间脱离完全压缩叶片：

在设计计算中，燃烧压力比P4/P3指定，这里的离线计算可以从修正流量及设计点压力比计算得到。燃料的流量可以根据油气比计算得到，这个反过来又影响燃烧室压力，进气道温度，湿度及温升。

燃烧室出口流可以用W4=W31+Wf计算得到。燃气涡轮导向叶片出口流量可以用下式W41=W4+WCI,NGV。这里的油气比定义为：

现在，就可以根据定子出口温度（Stator Outlet Temperature（SOT））或者涡轮进口温度（rotor  Inlet  Temperature(RIT)）来计算焓：

有涡轮提供的能量可以由W41的产物以及功率比dH41,49来推导。所有能量需求的能量平衡，包括制定能量泻除PWX，可以用下式求解：

如果选择Turbine Design，就可以计算得到等熵效率，否则也可以由用户指定为进口特性。在离线设计模拟中，效率可以从涡轮你图中读取得到。

相对应的修正涡轮速度为：

涡轮效率以及修正流可以从一直修正速度的图中读取这个值可以用近似坐标来预估。效率可以用离线模拟来修改，这个是通过误差修这个。效率是这里的相对机械轴速Nc的函数。

根据比功dH41,49以及效率，我们可以计算P49-P5，涡轮转子出口温度T49。这是的涡轮的冷区气流可以添加：

涡轮出口焓值H5可以根据能量守恒计算得到：

油气比可以从下式求得：

在设计计算中，涡轮出口通道压力比P6/P5shi指定的；而在离线模拟中，可以是修正流量的函数。

如果发动机没有再加热系统，喷嘴进口条件与位置点6相同。否则，喷嘴冷却空气流可以从质量流（W6=w5）来剪掉，这里需要剪掉流量W61：

这样，油气比far7可以用比再热出口温度T7来计算得到。再热燃油流量：

总的再热出口总的质量流量可以用下式求得：W7=W61+Wf,RH。这样，就可以计算得到由于热量添加所引起的基础压力损失。Rayleigh线的修正，比如等面积的热量添加，就可以得到。进口Mach数就可以用这个计算（M6）得到.

在喷管计算之前，喷管冷却空气和主燃气混合。喷管中哦你问因此低于T7，如果考虑喷管冷却的话。

这里可以计算两种喷管：收敛喷管以及缩放喷管，这个值可以通过描述的喷管的面积比A9/A8。收敛喷管的静推力为：

对于缩放喷管，可以用下式求得：

压力项A9*（Ps,9-Pamb）将会忽略，如果面积比相对于压力比太大。

此时，推进效率可以用下式求得：

热效率可以用下式给定：

这里的dHis是从P5等熵膨胀到水平面压力时的焓。

在循环输出页，你还可以得到温度及循环的焓熵图。这尤其会帮助你理解涡轮冷却的计算。可以在途中方便地修改比例并对其细节进行放大以观察局部的内容。

3. Nomenclature 

3.1. Station Definition 

The station definition used in the program follows the international standard for performance computer programs. This standard has been published by the Society of Automotive Engineers SAE as ARP 755A. 

0 ambient 

1 aircraft-engine interface 

2 first compressor inlet 

125 bypass mixer inner inlet 

13 outer stream fan exit 

16 bypass exit 

161 cold side mixer inlet 

163 cold side mixing plane 

18 bypass nozzle throat 

21 inner stream fan exit 

225 bypass mixer outer inlet 

24 intermediate compressor exit 

25 high pressure compressor inlet 

3 last compressor exit, cold side heat exchanger inlet 

31 burner inlet 

35 cold side heat exchanger exit 

4 burner exit 

41 first turbine stator exit = rotor inlet 

42 high pressure turbine exit before addition of cooling air 

(three spool engines) 

43 high pressure turbine exit before addition of cooling air 

(two spool engines) 

43 high pressure turbine exit after addition of cooling air 

(three spool engines) 

44 high pressure turbine exit after addition of cooling air 

(two spool engines) 

44 intermediate pressure turbine inlet 

(three spool engines) 

45 low pressure turbine inlet 

(two spool engines) 

45 intermediate pressure turbine rotor inlet 

(three spool engines) 

46 intermediate pressure turbine exit before addition of cooling air 

(three spool engines) 

47 low pressure turbine inlet 

(three spool engines) 

48 low pressure turbine exit before addition of cooling air 

5 low pressure turbine exit after addition of cooling air 

6 jet pipe inlet, reheat entry for turbojet, hot side heat exchanger inlet 

61 hot side mixer inlet 

63 hot side mixing plane 

 mixed flow, reheat entry 92 

7 reheat exit, hot side heat exchanger exit 

8 nozzle throat 

9 nozzle exit (convergent-divergent nozzle only) 

3.2. Symbols 

The symbols for mass flow, pressures and other quantities are also defined in ARP 755C. They are composed of the station name and some leading letters. The following symbols are used in this manual and the program: 

A area 

alt altitude 

amb ambient 

ax axial 

Bld bleed 

BPR bypass ratio 

corr corrected 

C constant value, coefficient 

C compressor 

CFG thrust coefficient 

Cl cooling 

d diameter 

dH enthalpy difference 

dp design point 

ds design 

DC pressure distortion coefficient 

DT temperature distortion coefficient 

f factor 

f fuel 

far fuel-air-ratio 

F thrust 

FN net thrust 

FG gross thrust 

h enthalpy 

H high pressure spool 

HdlBld handling bleed 

HPC high pressure compressor 

HPT high pressure turbine 

i inner 

I intermediate pressure spool 

IPC intermediate pressure compressor 

IPT intermediate pressure turbine 

L low pressure spool 

Lk leakage 

LPC low pressure compressor (fan) 

LPT low pressure turbine 

M Mach number 

N spool speed 

NGV nozzle guide vane 

NHR NH√T/( NH√T)dp 

NLR NL√T/( NL√T)dp 

o outer 

P total pressure 

prop propulsion 

PSFC power specific fuel consumption 

PT power turbine 

PW shaft power 

R gas constant 

rel relative 

RH reheat 94 

RNI Reynolds number index 

s static 

SD shaft, delivered 

SFC specific fuel consumption 

SFR steam-fuel-ratio 

t (blade) tip 

t time 

T total temperature 

TRQ torque 

TSFC thrust specific fuel consumption 

U blade (tip) velocity 

V velocity 

VABI variable bypass injector 

VCE variable cycle engine 

W mass flow 

WFR (injected) water-fuel-ratio 

α flow angle 

α nozzle petal angle 

α sector angle of flow distortion 

β auxiliary coordinate in maps 

Δ difference 

δ P/101.325 kPa 

ζ pressure loss coefficient 

Θ T/288.15K 

ΘR R*T/(Rdry air*288.15K) 

γ isentropic exponent 

η efficiency, effectiveness 

Ψ entropy function 95 

3.3. Units