大小各有用途：
大小涵道比渦扇發動機的區別主要集中在外涵道的大小上，其他方面的結構區別並不是很大，所以在發動機的研製上才有利用同一核心機研發多種發動機的方式，但將來的發展趨勢會使這兩種發動機逐漸徹底成為兩種發動機，核心機也可能會有很大區別。
大小涵道比渦扇發動機在其他方面或者說細部上的區別主要是和其工作條件和要求造成的，大涵道比渦扇發動機主要為民用，需要更高的效率、更低的噪音；小涵道比渦扇發動機主要為軍用，需要更高的推重比；他們都需要更長久的壽命和更低的油耗，從而出現使用技術的不同。具體如下：
1、大涵道比渦扇發動機採用高壓比多級高壓壓氣機。
高壓比多級高壓壓氣機是大涵道比渦扇發動機的關鍵技術。由於民用發動機的總壓比不斷提高的趨勢，目前超過40，今後將進一步提高到50以上。軍用發動機的高壓壓氣機壓比一般為6~8，還沒有超過10的，但是民用發動機的一般為12~20，GE90的10級（在後來的GE90-115B中減為9級）高壓壓氣機的壓比更達到23，平均級壓比為1.37，都是所有實用中發動機的高壓壓氣機之最。正在研製中的PW6000發動機的高壓壓氣機以6級達到11的壓比，平均級壓比近1.5。研究中的平均級壓比為1.4~2.1。
2、大涵道比渦扇發動機採用多種降噪技術。
這是由於民航客機常在城市上空飛行，需要控制噪音，這是軍用飛機不需要的。大涵道比渦扇發動機主要為民用，當前採用或在研究中的降噪措施主要有：
（1）儘量提高涵道比，降低發動機平均排氣速度，但受到風扇和發動機尺寸的限制。
（2）在對氣動效能不造成大的損失的條件下，降低風扇葉尖切線速度；採用掠形葉片和傾斜葉片；鋸齒形風扇出口導向葉片後緣和吹氣式尾跡管理；合理選擇葉輪機轉子葉片和靜子葉片的數目比例；加大轉子和靜子的軸向距離；減小葉尖間隙；低損失空腔設計。
（4）在減少噴氣噪聲方面，正研究各種加快內外流氣流之間和噴流與大氣混合的噴管，具體的方案有非軸對稱風扇噴管、中心線偏置的風扇和核心噴管以及鋸齒形核心和風扇噴管。
（5）採用向上傾斜的進氣口(scarf inlet)和噴口，使噪聲向上傳佈。
（6）採用加長外涵道，廣泛敷設利用赫姆霍茨效應原理的消聲襯墊，包括頻率自適應襯墊，甚至噪聲主動控制技術。
3、小涵道比渦扇發動機多采用混合排氣噴口。
我們常見的民航客機所採用的大涵道比渦扇發動機，多半是分別排氣渦輪風扇發動機，內、外涵道中的氣體分別在內、外涵尾噴管中排出，發動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、內外涵尾噴管。
內涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--內涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外
外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外
現代先進軍用殲擊機一般均採用低涵道比的混合加力渦扇發動機，內、外涵道中的氣體混合後從尾噴管中噴出，發動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、混合器、尾噴管。
內涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--混合器
外涵氣流：外涵道--混合器
雖然混合排氣效率更高，但是大涵道比渦扇發動機幾乎沒有採用混合排氣的，主要是為了節省重量。另外在現在軍用殲擊機使用的渦扇發動機上還有加力燃燒室，這也是需要內外涵道氣流混合的原因，內涵道氣體已經經過一次燃燒，混合外涵道氣體可以補充氧氣，從而獲得更高的加力燃燒溫度。
大小各有用途：
大小涵道比渦扇發動機的區別主要集中在外涵道的大小上，其他方面的結構區別並不是很大，所以在發動機的研製上才有利用同一核心機研發多種發動機的方式，但將來的發展趨勢會使這兩種發動機逐漸徹底成為兩種發動機，核心機也可能會有很大區別。
大小涵道比渦扇發動機在其他方面或者說細部上的區別主要是和其工作條件和要求造成的，大涵道比渦扇發動機主要為民用，需要更高的效率、更低的噪音；小涵道比渦扇發動機主要為軍用，需要更高的推重比；他們都需要更長久的壽命和更低的油耗，從而出現使用技術的不同。具體如下：
1、大涵道比渦扇發動機採用高壓比多級高壓壓氣機。
高壓比多級高壓壓氣機是大涵道比渦扇發動機的關鍵技術。由於民用發動機的總壓比不斷提高的趨勢，目前超過40，今後將進一步提高到50以上。軍用發動機的高壓壓氣機壓比一般為6~8，還沒有超過10的，但是民用發動機的一般為12~20，GE90的10級（在後來的GE90-115B中減為9級）高壓壓氣機的壓比更達到23，平均級壓比為1.37，都是所有實用中發動機的高壓壓氣機之最。正在研製中的PW6000發動機的高壓壓氣機以6級達到11的壓比，平均級壓比近1.5。研究中的平均級壓比為1.4~2.1。
2、大涵道比渦扇發動機採用多種降噪技術。
這是由於民航客機常在城市上空飛行，需要控制噪音，這是軍用飛機不需要的。大涵道比渦扇發動機主要為民用，當前採用或在研究中的降噪措施主要有：
（1）儘量提高涵道比，降低發動機平均排氣速度，但受到風扇和發動機尺寸的限制。
（2）在對氣動效能不造成大的損失的條件下，降低風扇葉尖切線速度；採用掠形葉片和傾斜葉片；鋸齒形風扇出口導向葉片後緣和吹氣式尾跡管理；合理選擇葉輪機轉子葉片和靜子葉片的數目比例；加大轉子和靜子的軸向距離；減小葉尖間隙；低損失空腔設計。
（4）在減少噴氣噪聲方面，正研究各種加快內外流氣流之間和噴流與大氣混合的噴管，具體的方案有非軸對稱風扇噴管、中心線偏置的風扇和核心噴管以及鋸齒形核心和風扇噴管。
（5）採用向上傾斜的進氣口(scarf inlet)和噴口，使噪聲向上傳佈。
（6）採用加長外涵道，廣泛敷設利用赫姆霍茨效應原理的消聲襯墊，包括頻率自適應襯墊，甚至噪聲主動控制技術。
3、小涵道比渦扇發動機多采用混合排氣噴口。
我們常見的民航客機所採用的大涵道比渦扇發動機，多半是分別排氣渦輪風扇發動機，內、外涵道中的氣體分別在內、外涵尾噴管中排出，發動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、內外涵尾噴管。
內涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--內涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外
外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外
現代先進軍用殲擊機一般均採用低涵道比的混合加力渦扇發動機，內、外涵道中的氣體混合後從尾噴管中噴出，發動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、混合器、尾噴管。
內涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--混合器
外涵氣流：外涵道--混合器
雖然混合排氣效率更高，但是大涵道比渦扇發動機幾乎沒有採用混合排氣的，主要是為了節省重量。另外在現在軍用殲擊機使用的渦扇發動機上還有加力燃燒室，這也是需要內外涵道氣流混合的原因，內涵道氣體已經經過一次燃燒，混合外涵道氣體可以補充氧氣，從而獲得更高的加力燃燒溫度。