从压缩比、燃烧温度、旁通比等参数分析布雷顿循环。实时计算热效率、推进效率、比推力和TSFC，并生成T-s图表。
η_th = 1 − T₁/T₂ = 1 − πc−(γ−1)/γ
状态点: 1(进气)→2(压缩后)→3(燃烧后)→4(膨胀后)
γ=1.4（空气）
民用飞机（高旁通比涡轮风扇）：波音787和空客A350搭载的发动机旁通比超过10。在此工具中增大旁通比，会看到TSFC下降，这直接对应实际燃油效率改善，支撑远程航线经济性。
军用战斗机（低旁通比涡轮风扇/涡轮喷气）：F-35等发动机旁通比低于1，重点追求超音速飞行推力。在工具中将"发动机类型"改为涡轮喷气，设置高压缩比和高燃烧温度，可模拟高速飞行的特性。
发动机开发与参数研究：在CAE（计算机辅助工程）进行详细流体、热分析前，用此类简易工具快速定性评估设计参数（压缩比、燃烧温度）对整体性能的影响。有助理解权衡关系。
航空航天教育：热力学课程中学到的布雷顿循环，通过此工具直观、交互式地展示如何转化为实际发动机性能（推力、燃油消耗）。可作为学习材料，理解"为什么民用飞机要配那么大的风扇"。
使用这个工具时，有几个要注意的地方。首先是"压缩比无限提高就能接近100%效率"的误解。从公式上看似乎成立，但实际压缩机出口温度会升得很高，燃烧室能加热的热量反而减少。例如，压缩比设为60，虽然工具显示热效率超70%，但如果燃烧温度设为1700K，温度上升幅度小，输出反而不理想。实际上，压缩比40左右接近现代技术极限。
其次，不要单独优化参数。比如"燃烧温度最高、旁通比也最高"，现实中会需要超大风扇，重量和空气阻力让设计不可行。在工具中设"旁通比15、燃烧温度2200K"试试，比推力确实高，但这是"纸上谈兵"的发动机，结构上不可能实现。工程实务中，从飞行任务（马赫数、机体大小）出发，再考虑参数"权衡"才是首要步骤。
CFM56型发动机（涡轮风扇）的情况：输入BPR=8、压缩比PIC=30、燃烧室出口温度T3=1700K、压缩机效率ηc=0.90，得到热效率ηth≈42%、推进效率ηp≈78%、比推力≈285N·s/kg、TSFC≈12.5g/kN·s。而罗尔斯·罗伊斯RB211发动机（BPR=4.2），在相同T3下，压缩比提高到35时，热效率提升到44%，TSFC改善为11.8g/kN·s。