请教，喷气发动机各个位置的温度用什么符号表示？

发动机里面流动状态很负载，气流参数变化的很剧烈，比如压气机动叶前气流相对机匣只有0.3～0.4Ma，经过动叶后流速会达到1Ma以上，然后经过下一排静叶流速又会降到0.3～0.4Ma而且气流方向也被扭了几十度.所以为了简化热力学计算，把发动机里气流流动相对稳定的截面挑出来，忽略截面到截面之间气流参数的具体变化过程，而截面到截面之间气体的参数变化可以用几个简单的自变量组成的函数描述，这样整个热力学循环计算就简单了很多。
截面间的气体参数一般用滞止参数，最重要的就是总温Tt，总压Pt，有些截面状态受静参数影响比如尾喷管膨胀比受环境静压影响，所以需要用到静压P0，静温T0而速度参数一般用不用马赫数，而是用临界速度C*和速度系数表示，因为Ma数随静温是变化的，而静温又与流速相关，所以用速度系数简单很多。
最简单的单轴涡喷（核心机）的截面划分一般有6个
0-0截面一般定为为发动机远前方未受到扰动的自由大气截面，因为亚音速下扰动可以前传，所以亚音速下的00截面远在发动机入口之前。
1-1截面是进气道入口截面，亚音速下因为进气道内的气流速度低于来流，流管会变粗，而亚音速下扰动可以前传，所以00到11间气流会被压缩，即P0 1-1要大于P0 0-0
     而超音速下，00截面和11截面实际上就是同一个截面
2-2截面是进气道出口截面（同时也是风扇或者第一级压气机的进口截面），这个截面的参数受风扇稳定工作的要求，即满足周向Ma数0.3～0.4左右，同时要求很低的截面气流参数的畸变，基本上11到22段就是进气道的亚音速扩压段。Pt1到Pt2之间因为流动损失（总压恢复系数）会有所降低（pt2约等于0.97pt1）
3-3截面是压气机出口截面同时也是燃烧室进口截面，期间总压上升Pt3/pt2就是压气机的压比；另一个参数是绝热压缩效率，决定了压气机的功耗。
4-4截面是燃烧室出口截面同时也是涡轮静叶进口截面，其间总压略有下降（流动损失即燃烧室的总压恢复系数）总温上升（发动机的决定性指标涡轮前总温）另外这个截面也要求极低的气流压力/温度畸变。
5-5截面是涡轮出口截面，其后视发动机形式的不同可能是尾喷管，加力燃烧室，内外涵道混合器，自由动力涡轮中的某一样。44-55截面间总压下降，总温降低。其中前后总压比称为涡轮落压比，结合另一表征效率的涡轮绝热膨胀效率参数，可以求得单位流量下涡轮的输出功，一般这个功和压气机的消耗功相等（整个发动机共同工作最重要的一条约束条件）
8-8截面是尾喷管截面，这里一条重要约束是排气静压p08等于环境静压P00，即满足排气完全膨胀要求。
其实后面还有个99截面，就是排气通过与环境大气的掺混和热传递重新回到初始温度的截面，但是这个截面对发动机几乎没任何影响，所以一般没人在乎。

复杂循环的发动机在这些截面间追加一些截面
比如涡扇机，风扇进口是22截面，但风扇出口有2个，一是外涵道一般叫22-22截面；二是内涵道进口，一般叫2.5-2.5截面
又比如双轴的发动机，压气机/涡轮都分低压高压两级，那么高压涡轮出口一般叫4.5-4.5截面
还有最麻烦的混排加力涡扇，内涵低压涡轮出口是5-5截面，外涵道出口一般叫5a-5a截面，这两个同时是混合器的进口截面。
混合器的出口截面是6-6，同时也是加力燃烧室的进口截面。
加力燃烧室的出口截面是7-7，同时是喷管的进口。
因为混排加力涡扇飞行区间巨大，尾喷管必须是全调节的收敛-扩张喷管，所以又定义一个喷管喉道截面8-8（影响风扇背压的重要截面）

0无穷远端 就是空气的温度
1进气道唇口
2进气道出口
3压气机出口
4燃烧室出口
5涡轮出口
6混合室出口
7加力燃烧室出口
8尾喷管最小截面处
9尾喷管出口
对于涡扇还有
22风扇外涵截面
52混合室外涵入口截面
对于双轴，有
2.5高压压气机进口
4.5高压涡轮出口

发动机里面流动状态很负载，气流参数变化的很剧烈，比如压气机动叶前气流相对机匣只有0.3～0.4Ma，经过动叶 ...
看着像手打，辛苦了！感谢！