涵道比的概念源自20世纪50年代末涡轮风扇发动机的问世。涡轮风扇发动机在60年代投入民用发动机市场，到80年代占领了大部分军民用发动机市场。涡轮风扇发动机由压气机、燃烧室和高压涡轮组成的核心机和由低压涡轮及其所带动的风扇共同组成，空气在风扇中增压后，由风扇出口流出时分为两股向后流：一股流入核心机，在燃烧室与燃料混合，再经过燃烧，推动涡轮旋转做功，最后由尾喷管流出，这股气流称为内涵气流；另一股则由围绕核心机机匣与外涵机匣间的环形通道中流过，再与内涵道流出的燃气混合后排出，并不进入燃烧室，称为外涵气流。

涵道比是涡轮风扇发动机极为重要的循环参数之一，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。增大涵道比可以降低发动机的排气速度，从而提高推进效率，降低耗油率和排气噪声。但是提高发动机单位推力需要增加排气速度，所以高涵道比设计不利于提高发动机的单位推力。增大外涵道还会导致发动机风扇径向尺寸过大，从而增加发动机体积和重量，降低推重比。涡轮风扇发动机的涵道比变化范围很大，所以又分为小涵道比（B\u003c2)、中涵道比（2~5）和高涵道比（5~12）三种。一般超声速飞行器常用小涵道比涡轮风扇发动机；公务机常用中等涵道比涡轮风扇发动机；支线或干线客机、战略运输机常用高涵道比涡轮风扇发动机。

涵道比小于1的涡轮风扇发动机通常使用混合排气，即内涵道的尾气在与外涵道气流混合后再排出。其外形尺寸可以做得比较细长，迎风面积小，因此适合高速飞行，大多用在战斗机上，早期的民航机上也采用了小涵道比涡轮风扇发动机。一般战斗机用的加力涡轮风扇发动机的涵道比大多小于1.0，甚至在0.3以下。只有要求在空中做较长时间巡逻的战斗机用发动机，其涵道比为1.0左右。由于核心机的尺寸所限，中等涵道比发动机主要用于公务机的动力。高涵道比（B\u003e4~5）涡轮风扇发动机外形较粗，根据飞机或用户需求，其内涵道的排气可以不与外涵道气流混合，而是由尾喷口单独排出（但部分型号发动机仍保留了混合排气）。这种高涵道比涡轮风扇发动机的大部分推力来自经风扇加速的外涵道空气，排气速度低，在亚音速时有很高的推进效率，极大地提高了燃油经济性。高涵道比涡轮风扇发动机的增压比为30~50甚至更高，推力最高可达300~450千牛。高涵道比涡轮风扇发动机非常适合于民航运输，但不适合作超声速飞行。

涵道比是涡轮风扇发动机外涵道和内涵道的空气流量之比，又称流量比。涵道比是涡扇发动机的重要设计参数，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。不同用途的涡扇发动机应选取不同的涵道比，如远程战略运输机和旅客机使用的涡扇发动机，其涵道比为4～8，甚至更高；空战战斗机选用的加力式涡扇发动机的涵道比一般小于1，甚至可小到0．2～0．3。

涵道比为零的涡轮风扇发动机即是涡轮喷气发动机,早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的涡扇发动机涵道比都较低，例如世界上第一款实用涡扇发动机,劳斯莱斯汽车有限公司的Conway涵道比只有0.3,现代多数民用飞机发动机的涵道比通常都在5以上。涵道比高的涡轮扇发动机耗油较少，但推力却与涡轮喷气发动机相当，且运转时还宁静得多。

战斗机使用低涵道比发动机，主要是因为截面积与常用飞行速度与民用飞机不同。高涵道比的发动机截面积过大在超音速的时候阻力过大，另外在超音速的状况下效率也会比纯涡轮喷气甚至于低涵道比设计还低，所以战斗机皆使用低涵道比发动机(涵道比皆低于1)。只在超音速飞机的协和式客机，因为长时间处于超音速状态，为了提升效率与降低成本，就是使用纯涡轮喷气而无涵道比的发动机。

涵道比变化是加力涡扇发动机的低压压气机自动调节的一项因素。在非设计状态下，压比下降时，低压压气机前几级攻角增大，高压压气机攻角减小，涡轮风扇发动机转差增加是减少级间不匹配的第一因素；减少涡扇发动机低压压气机攻角的第二因素是风扇发动机在低转速时，涵道比增加。涵道比增加的原因是由于高压压气机流量下降，内涵道节流，流通能力下降，改变了内外涵道的流通能力。外涵道由于没有节流，因而外涵道流量Wall。下降较慢，部分空气从低压压气机出口绕过高压压气机往外涵道流动，使得涵道比增加。这种变化缓解了低压压气机的流量系数降低而引起攻角增加，所以在双涵道涡轮风扇发动机中，压比相同的压气机与单涵道相比具有更高的稳定裕度。涵道比变化，可将外涵道看成是低压压气机放气门，其放气量随着转速的降低而增加，涵道比与转差随发动机工况变化，

通常涵道比的提高会改进涡扇发动机的sfc.exe但是降低发动机的单位推力。这里有一系列现实因素对一台给定发动机的设计规定了涵道比的上限：

1、发动机的进口面积增大，因此重量和短舱阻力也增大。同样成本也会上升。

2、驱动风扇的涡轮级数会快速上升。这是因为当涵道比上升时，风扇叶尖切线速度需保持在大概的常数，因此其转速会下降。对于一个给定的核心机尺寸，驱动风扇涡轮的尺寸是同定的，因此它的叶尖切线速度则会下降。与此同时，驱动风扇涡轮的比功必须提高，因为风扇流量与涡轮流量之比上升了，这意味着此处涡轮载荷会高得不可接受。这将使涡轮效率降低，除非此处涡轮加级。迄今已经证明了现在存涡轮和风扇间放置一个传动箱是不切实际的，因为一台大型的涡轮风扇发动机需给其传输50MW的功率。

3、座舱空气和飞机附件功率提取将对sfc.exe和单位推力带来更大影响。

4、在反推力装置不工作时，所需应的密封周长增加，将会带来更多的漏气。

以上这些因素导致远程民用涡扇发动机的涵道比一般在4～6之间。然而近年来，GE90将这个数增至8～9之间。短程涡扇发动机的涵道比则一般在1～3之间，不过现代设计趋向于使用更高的值来降低噪声并允许兼容远程飞机发动机。对于超声速军用发动机，涵道比一般住0．5～1之间以使进口面积最小。

高涵道比涡轮风扇发动机，大部分动力来自由风扇加速的外涵道空气。这种发动机往往外涵道较短，内涵道的尾气不与外涵道混合，而由喷嘴单独排出。高涵道比涡扇发动机在亚音速时有非常好的能效，通常用于客机、战略运输机和战略轰炸机。

低涵道比涡扇发动机，大部分动力来自驱动核心机的内涵道尾气。这种发动机通常采用混合喷嘴，即内涵道尾气在与外涵道气流混合后再排出。混合喷嘴可以变形以调整推力的大小甚至方向，而高温的尾气经外涵道气流降温后，也有利于降低发动机的红外特征。低涵道比涡轮风扇发动机通常安装有加力燃烧室，可以以高油耗为代价，产生更大的推力。低涵道比涡扇发动机可以用于超音速飞机，通常用于战斗机。