普·惠对比较大涵道比(0.85)与小涵道比(0.15)两种发动机：(A)大涵道比在亚音速巡航的最经济耗油率比小涵道比低了9%，但军用推力的耗油率则多出10%，(B)大涵道比在超音速的加力推力较大，但军用推力则少了45%，(C)大涵道比在超音速巡航的耗油率多出13%，(D)大涵道比会使发动机直径增加20%而导致战机增加阻力。
战机发动机的超音速推力与涵道比(BPR)有关，在开启加力状态下，大涵道比由于气流量较大，再次燃烧可榨出较多推力，这就是为什么西方所谓的第四代战机喜欢用中/大涵道比的涡扇发动机，以在亚音速降低耗油，在超音速用加力达到冲刺与机动需求；但在不开加力的条件下，大涵道比发动机由于旁通气流的压力差较小，其军用推力会比小涵道比发动机少掉45%以上，也就使前者难以支撑战机的超音速巡航。另外，普惠公司在进行F-22发动机的前期研究时，还发现小涵道比发动机在超音速有以下优点：
大涵道比在低推力状态有较高的能源效率，这就是为什么亚音速较为省油。但当推力提高时，其耗油率会比小涵道比略高10%在产生相同推力的情况下，大涵道比需要较大的直径，使战机下围 “变胖”而增加阻力
英国的EJ200发动机选择0.4的小涵道比以提高军用推力与降低超音速战斗(加力)状态的耗油率，但由于无加力的耗油率增加(左边箭头)，因此用提高压缩比来降低耗油率(右边箭头)
因此，普惠后来为F-22开发的F119发动机采用了0.25的小涵道比。后来虽然战机在设计过程增重的关系，将涵道比略微提高到0.3，但仍属于小涵道比，使F-22在原型机阶段就达到1.4马赫超巡。欧洲 “台风”采用0.4涵道比的EJ200发动机，可以1.2马赫进行15-20分钟的巡航。而歼-20不论采用涵道比0.78的太行发动机，或是涵道比0.59的AL-31发动机都会有涵道比偏高的问题，即便透过部分改良来提高加力状态的最大推力，仍解决不了超音速军用推力不足的问题。
洛·马将YF-22修改为F-22量产版时，将后掠角由48度缩减为42度，成为地道的第2类跨音速为主的构型。但由于其静止的军用推重比就高达0.81（半油状态计算），小涵道比使其超音速军用推力还会再增加，仍能突破超音速阻力而达到超音速巡航状态
据报道，歼-20计划启动时，中国同步发展了小涵道比的涡扇-15作为其发动机，其性能指针就跟西方的 “超巡发动机”不会差太多。再搭配小展弦比、中后掠角与前翼所提升的超音速机动性，就能成为超音速长时间巡航并战斗的先进战机。但涡扇-15进度延迟，目前就只能在超音速进行机动，而不是进行巡航了。来源:贞观防务
