涵道比是指外涵道和内涵道面积的比例，涡喷发动机的涵道比是0，因为它没有外涵道。
通常涵道比越大，飞机越省油，但飞行速度会变慢。
相反，涵道比越小，飞机更费油，但飞行速度更快。
同时这里面还有一个特别的情况，那就是大涵道比的飞机，如果硬要高速飞行，反而会更加耗油。
这就是为什么涡喷发动机在高速飞行时更省油，而涡扇发动机在的低速飞行时更省油的原因。
“过去三年时间里，我们对亚燃冲压发动机相关技术进行了全面的攻坚，虽然我们的发动机还没有完成风洞试验，但我相信要不了多久也可以完成了.”
实验楼的会议室内，王多鱼召集了整个亚燃冲压发动机项目的所有项目组成员来开会，严肃说道：
“既然这个项目到现在已经暂时告一段落了，那么我们也是时候启动新的项目.”
“大家都知道亚燃冲压发动机是无法在零速度启动的，所以我们的战斗机想要不借助火箭、其他发动机或飞行装置来启动的话，那么就必须要解决这个问题.”
“J58变循环发动机的技术，我们都学习过，今天我们就不重温一遍了，我们现在要启动的就是新发动机计划，而这才是我们五马赫战斗机要使用的真正发动机.”
“这款发动机我称之为涡轮基组合循环发动机，其实就是一种将涡喷发动机与亚燃冲压发动机结合的技术.”
伴随着王多鱼的声音，覃佑辉、徐益民、孔振东等人都听得非常认真。
这款涡轮基组合循环发动机有串联和并联两种形式，各有利弊。
串联模式下可共用进气道，而并联模式喷管间距较短，能减少推力损耗。
相比亚燃冲压发动机，这款涡轮基组合循环发动机的零部件都复杂了很多，包括冲压燃油流量、低压涡轮可调导向器叶片、前可变面积涵道引射器、涡轮/冲压模式转换阀门、斜板楔角、斜板转角等等。
“这款发动机的设计目标非常清晰，通常在三马赫以下的速度范围内，它采用涡喷模式，这时涡喷可以模仿J58模式增加推力，而当速度超过三马赫时，系统会转为使用冲压发动机模式.”
王多鱼的声音响彻在整个会议室内，大家都很认真，生怕错过任何一个细节。
“亚燃冲压发动机通常能达到的最高速度为五点五马赫，再进一步就可能相当困难，当然具体以实际飞行测试为准”
即便能够达到五点五马赫的速度，其燃油消耗速度势必非常惊人。
按照这种战斗机的设计，除了载弹量和飞机自重之外，其他地方都尽可能是油箱。
因为只有大油箱才有可能让战斗机的作战半径扩大。
五点五马赫的速度，只需要能够在这样的速度下保持飞行一个小时以上的时间，那么这个技术就非常牛逼了。
因为一个小时的飞行时间就可以跑出去六千六百公里远了。
这个距离，都能够让飞机从冰城到广州跑一个来回了。
所以油箱足够大、燃油效率必须要提高，只有这样，才能够做到更好。
“大家可以翻看一下策划书的第三十七页，我提及的这个组合循环技术，能够让冲压发动机在静止状态下启动，同时也克服了涡轮发动机不能快速加速的技术难题，技术细节你们可以先看一看.”
其实王多鱼提及的这种模式，就是利用涡喷发动机将速度提升至三马赫，接着再开启冲压发动机，时期稳定在五马赫左右的速度。
因此其设计虽然只是一个进气道，但分成两部分，一部分供涡喷发动机使用，另一部分用于冲压发动机。
当速度超过三马赫时，冲压发动机的进气道开启并开始工作，成为主要动力源，或者涡喷发动机的进气道关闭。
“王教授，如果速度已经达到了三马赫，在这样超高音速的情况下，冲压发动机启动，只怕很难稳定地点燃发动机呀，这个技术问题，我们应该如何解决呢？”
就在这个时候，孔振东突然提及了一个问题。
覃佑辉等人都看了过来，目光中带着探询。
很明显，这是一个非常重要的问题。
众所周知，通常火焰以亚音速传播，但气流达到超音速时，就很难稳定地点燃，以及混合燃烧了，时间也来不及。
而之前王多鱼他们这个项目进行的就是亚燃冲压发动机的火焰稳定器等相关研究，仅仅只是能够达到两点五马赫速度罢了。
如果再超过这个速度，就是不知道能否做到了。
王多鱼一听，当即便笑了出来：
“我之前不是一直让你们进行火焰稳定器的研究嘛，其中利用回流区的凹腔、分布式点火或激波聚焦效应等技术，这些你们都忘记了么？”