Low-bypass涡扇发动机和涡轮喷气飞机
在下一个较高的政权飞机飞行速度，低超音速马赫数从1以上到2或3，人们发现应用很简单涡轮喷气飞机(无旁通流)和低涵道比涡扇发动机(涵道比高达2)。
虽然低涵道比涡扇(如图所示))具有与大涵道比涡扇发动机相同的一般外观，但某些特殊特性却不同独特的低涵道比发动机。风扇中较低的总流量通常涉及较高的风扇压力比(对于来自驱动涡轮的等效能量)，因此这样的风扇通常有一个以上(即两个或三个)涡轮压气机级。设计在低超音速范围内工作的发动机通常在其他必须短时间工作的飞行制度或模式下推力不足，例如，通过跨音速加速，在极高温和高毛重的条件下从高空机场起飞，或在高超音速飞行速度下进行战斗机动。与其安装一个更大的引擎来满足这些要求，不如增加一个加力燃烧室涡扇发动机作为推力增强的手段。加力燃烧室是一个二次燃烧系统，在发动机的排气流被引入排气喷管之前，它在发动机的排气流中工作。这种装置不像发动机的主涡扇部分那样省油，因为加热发生在比主燃烧器更低的压力下。然而，加力燃烧室相对简单，重量轻，因为它不包含任何旋转机械．出于同样的原因，它可以在更高的排气温度(通常为1760°C)下工作，从而能够将涡扇发动机的推力提高50%。
涡扇发动机的加力燃烧室通常需要一个用于将相对较冷的旁通空气与较热的芯流混合的混合器(看到）;较冷的空气在低压下很难燃烧环境加力燃烧室。还有，涡喷发动机和涡扇发动机都有加力燃烧室，排气喷嘴必须有一个可变的喉部面积，以适应体积流量的巨大变化之间的非常热的排气流从加力燃烧室和较冷的气流从发动机排放时，加力燃烧室不使用。用于超音速飞行的发动机通常比用于亚音速或跨音速操作的高涵道比发动机的压缩压比要低得多。造成这种趋势的一个主要因素是发动机进气道中产生的额外压力比，因为它减慢或扩散了作为发动机工作流体而吸入的高速气流ram的效果。在跨音速飞行速度下，这个压力比几乎是2:1，所以发动机的压缩机可以在峰值压力有限的地方提供更小的压力。
早期在这种低超音速飞行状态下的喷气推进飞机是由涡喷发动机提供动力的，但随后为相同飞行状态建造的几代飞机基本上都配备了低涵道比涡扇发动机。这种发动机类型的替代主要是因为这种飞机在亚音速飞行速度(例如起飞、爬升、徘徊、加速、进近和降落)时会消耗大量燃料，而涡轮风扇在推进方面具有优势效率．