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在过去，航空发动机设计之所以是一项需要很强经验以及大量实际测试的工作，很大程度上是因为粘性效应产生的损失在总损失中占据很大比例，对叶片的加功量、堵塞和喘振裕度等有着直接影响。
然而考虑S1/S2流面的准三维设计方法对于粘性效应的计算高度依赖统计学手段（就是先猜然后迭代），即便是目前通用电气和罗尔斯·罗伊斯开发出的、最前沿的流线曲率法，仍然需要巨量实验数据对扩压损失、激波损失、间隙损失、端壁损失、落后角和堵塞估计等方面进行数值拟合，由此而耗费的时间往往长达几年甚至十几年……
注意，这还只是航发三大件中的压气机部分，并未考虑后面的燃烧室和涡轮两个热端部件以及三者的协调配合。
总的来说，以目前的技术手段，如果在没有核心机或者老型号作为基础的情况下从零开始设计一款新发动机，花掉15-20年时间并不是什么稀奇的事情。
实际上，原来时间线上的涡扇10，也正是用了大约15年左右从不稳定走向成熟。
而如果能直接通过数值计算方式给出三维粘性流动的的具体情况，那么即便以偏保守的估计，整个压气机设计流程也可以在大概2-4年时间内完成。
当然，这一切的前提是制造水平达标，能把设计图纸上面的东西给原原本本生产出来。
只不过眼下华夏的航发产业到处都是短板，那肯定要从头，也就是设计阶段开始补强。
常浩南设计的TORCHMultiphysics软件之所以从最开始就强调优先保证力热耦合模块的进度，就是为了后面往材料加工，尤其是金属材料热加工领域拓展业务。
而这恰好也是高性能航空发动机热端部件的研发过程中必不可缺的技术。
华夏在材料领域的落后，往往不是造不出原材本身，而是拿着一样的原材料，造出来的产品达不到要求。
相比于作为冷端部件的压气机，热端部件，尤其是涡轮的研究重点基本上集中在“如何承受尽可能高的温度”这方面。
一般来说，提高涡轮前温度可以直接提高燃气流速，而且不会直接影响到油耗，是最简单粗暴，但也最直观有效的增推手段——前提是总体设计水平能够相应达标，否则单有很高的涡轮前温度并不意味着高性能，这方面典型的反面教材是后来日本的XF6-1，单看1600℃的涡前温度已经跟第四代涡扇发动机平起平坐，但实际水平大概跟一台缩小版的RD33差不多……
第三代（国外标准第四代）涡扇发动机的涡轮前温度最低也不可能低于1200℃，而如果想要实现常浩南在心里给涡扇10设定的指标，那么这一数字大概要提高到1400℃以上。
