函道比（bypass ratio）是涡轮风扇发动机外涵道与内涵道空气流量的比值，亦称旁通比。外涵道空气不参与燃烧，与内涵道高温燃气混合后排出，降低排气平均流速与温度以提高推进效率与热力学效率，并减少噪声。该参数直接影响发动机耗油率与推重比，民用涡扇发动机函道比多采用高值设计，现代机型如GE90已提升至8-9，而军用发动机为减小飞行阻力通常采用0.5-1的低函道比。

函道比是涡扇发动机外函道和内函道的空气流量之比，又称流量比。函道比是涡扇发动机的重要设计参数，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。不同用途的涡扇发动机应选取不同的函道比，如远程运输机和旅客机使用的涡扇发动机，其函道比为4～8，甚至更高；空战战斗机选用的加力式涡扇发动机的函道比一般小于1，甚至可小到0.2～0.3。

函道比为零的涡扇发动机即是涡轮喷气发动机,早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的涡扇发动机函道比都较低,例如世界上第一款实用涡扇发动机,劳斯莱斯的Conway函道比只有0.3，现代多数民用飞机发动机的函道比通常都在5以上。函道比高的涡轮扇发动机耗油较少,但推力却与涡轮喷气发动机相当,且运转时还宁静得多。

战斗机使用低函道比发动机,主要是因为截面积与常用飞行速度与民用飞机不同。高函道比的发动机截面积过大在超音速的时候阻力过大,另外在超音速的状况下效率也会比纯涡轮喷气甚至于低函道比设计还低,所以战斗机皆使用低函道比发动机(函道比皆低于1)。只在超音速飞行的协和飞机,因为长时间处于超音速状态,为了提升效率与降低成本,就是使用纯涡轮喷气而无函道比的发动机。

通常函道比的提高会改进涡扇发动机的SFC但是降低发动机的单位推力。这里有一系列现实因素对一台给定发动机的设计规定了函道比的上限：

1、发动机的进口面积增大，因此重量和短舱阻力也增大。同样成本也会上升。

2、驱动风扇的涡轮级数会快速上升。这是因为当函道比上升时，风扇叶尖切线速度需保持在大概的常数，因此其转速会下降。对于一个给定的核心机尺寸，驱动风扇涡轮的尺寸是同定的，因此它的叶尖切线速度则会下降。与此同时，驱动风扇涡轮的比功必须提高，因为风扇流量与涡轮流量之比上升了，这意味着此处涡轮载荷会高得不可接受。这将使涡轮效率降低，除非此处涡轮加级。迄今已经证明了存涡轮和风扇间放置一个传动箱是不切实际的，因为一台大型的涡扇发动机需给其传输50 MW的功率。

3、座舱空气和飞机附件功率提取将对SFC和单位推力带来更大影响。

4、在反推力装置不工作时，所需婴的密封周长增加，将会带来更多的漏气。

以上这些因素导敛远程民用涡扇发动机的函道比一般在4～6之间。然而近年来，GE90将这个数增至8～9之间。短程涡扇发动机的函道比则一般在1～3之间，不过现代设计趋向于使用更高的值来降低噪声并允许兼容远程飞机发动机。对于超声速军用发动机，函道比一般住0.5～1之间以使进口面积最小。

高函道比涡扇发动机，大部分动力来自由风扇加速的外函道空气。这种发动机往往外函道较短，内函道的尾气不与外函道混合，而由喷嘴单独排出。高函道比涡扇发动机在亚音速时有非常好的能效，通常用于客机、运输机和战略轰炸机。

低函道比涡扇发动机，大部分动力来自驱动核心机的内函道尾气。这种发动机通常采用混合喷嘴，即内函道尾气在与外函道气流混合后再排出。混合喷嘴可以变形以调整推力的大小甚至方向，而高温的尾气经外函道气流降温后，也有利于降低发动机的红外特征。低函道比涡扇发动机通常安装有加力燃烧室，可以以高油耗为代价，产生更大的推力。低函道比涡扇发动机可以用于超音速飞行，通常用于战斗机。