涵道比（bypass ratio），也称旁通比，是涡扇发动机外涵道与内涵道空气流量的比值。内涵道的空气进入燃烧室与燃料混合，燃烧做功，外涵道的空气不进入燃烧室，而是与内涵道流出的燃气相混合后排出。外涵道的空气只通过风扇，流速较慢，且是低温，内涵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，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能获得比涡喷发动机更大的推力。

涵道比是涡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)。只在超音速飞行的协和飞机，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。迄今已经证明了在涡轮和风扇间放置一个传动箱是不切实际的，因为一台大型的涡扇发动机需给其传输50 MW的功率。

3、座舱空气和飞机附件功率提取将对SFC和单位推力带来更大影响。

4、在反推力装置不工作时，所需的密封周长增加，将会带来更多的漏气。

以上这些因素导敛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、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行，通常用于战斗机。