一款飞机发动机的性能好不好，通常首先就是看它的推力大小，然后在这基础上追求省油。
但问题来了，
根据F（推力）=W*（C1出口气流速度-C0飞机速度）以及效率n=2/1+（C1/C0）两个公式可以得出的结论：
发动机出口气流速度C1越快，推力越大，但相应的效率就低。
除了这个问题，飞机在不同的飞行高度和速度下，涵道比也有非常大的影响，比如对于小涵道比的战斗机来说，涵道比超过0.7，更适合低空，涵道比低于0.5，更适合高空。
所以省油和推力，大涵道比和小涵道比，本身就是一个矛盾，很难做到各方面兼顾，而这其实还只是设计航发的时候，各种需求与技术的矛盾之一。
每一个看似细微的设计改变，背后都是需求和技术权衡妥协的结果。
当然，技术是在不断发展的嘛，科研也讲究一個大胆假设，小心论证。
以客机和运输机的大涵道涡扇发动机为例，它们的进气口风扇只有一个，并且直径通常都在三米以上，因此可以吸入非常多的空气，其中大部分都进入了外涵道，提供了发动机85%以上的推力。
因此对于大涵道发动机来说，扩大外涵道与风扇直径来增加推力的效果非常明显，F35上的F135发动机就是这么干的。
但副作用也很明显，外涵道与风扇直径太大，迎风阻力就大，因此大涵道比的飞机，很难进行超音速飞行。
于是就有人提出了个疑问，既然飞机在起飞或者格斗的时候，需要小涵道比获得更大的推力和速度，巡航的时候又追求大涵道比追求省油和续航，
那如果弄一台可变涵道比的发动机，岂不是完美解决了这个问题？
理论上确实可行，涡扇发动机说白了，就是两个直径大小不一样的筒子套在一起，只要造个大小可以伸缩的外筒子和风扇，一台可变涵道比的发动机就出来了。
但就是这原理看似简单的东西，真想做出来难如登天。
这东西一听名字就知道，结构肯定非常复杂，先不说能不能做出来了，光是在高温高速的发动机里面，加了这么多的系统和零件，可靠性和寿命就是老大难的问题。
因此到目前为止，各国都还只是处于初期研发阶段，真正能拿出来的可变涵道比发动机，一个都没有。
相较于一听就难度极高的可变涵道技术，变循环技术则相对简单，也好理解
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