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航空发动机的涵道比（bypass ratio），是涡扇发动机外进气道与内进气道空气流量的比值 。内进气道的空气将流入燃烧室与燃料混合，燃烧做功，外进气道的空气不进入燃烧室，而是与内进气道流出的燃气相混合后排出 。外进气道的空气只通过风扇，流速较慢，且是低温，内进气道排出的是高温燃气，两种气体混合后降低了喷嘴平均流速与温度，较低的流速带来了较高的推进效率和较低的噪声耐纳缓，而根据热机原理，较低的温度能带来较高的热力学效率 。两种因素共同作用，使涡扇发动机在相同油耗的情况下昌模能获得比涡喷发动机更大的推力 。涵道比高的发动机，大部分动力来自由风扇加速的外进气道空气 。这种发动机往往外进气道较短，内进气道的尾气不与外进气道混合，而由喷嘴单独排出 。大涵道比发动机在次音速时有非常好的能效，通常用于客机、运输机和战略轰炸机 。涵道比低的发动茄粗机，大部分动力来自驱动核心机的内进气道尾气这种发动机通常采用混合喷嘴，即内进气道尾气在于外进气道气流混合后再行排出 。混合喷嘴可以变形以调整推力的大小甚至方向，而高温的尾气经外进气道气流降温后，也有利于降低发动机的红外特征 。某些小涵道比发动机还配有后燃器，可以以高油耗为代价，获得更大的推力 。小涵道比发动机可以用于超音速飞行，通常用于战斗机 。
【什么是航空发动机的涵道比？】
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