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传统的涡扇发动机在亚声速飞行状态下相对而言具有推进效率高、耗油率低的特点，但在马赫数大于l的飞行条件下，如果推力保持相等，大涵道比的涡扇发动机的耗油率要大于小涵道比的涡扇发动机，这就限制了军用的涡扇发动机涵道比的增大，所以20世纪60年代产生了可变的变循环发动机设计思想。在过去的半个世纪，国内外提出了多种不同布局形式的变循环发动机.