一直以来，航空发动机的发展以追求高推重比与低耗油率为目标，涡扇发动机以高推重比和低耗油率的特点，成为各国航空发动机领域的前沿核心技术，已逐步取代了早期的涡喷发动机。涡扇发动机与涡喷发动机最大的区别是：涡喷发动机前端压气机将进气口空气压缩后全部送入发动机燃烧室做功，然后推动涡轮高速旋转，并产生高温高压气体向后高速排放，产生的反作用力推动飞机高速前进。由于涡轮和前端压气机同轴，可不断带动压气机旋转压缩空气；而涡扇发动机与涡喷发动机相比，在涡喷发动机（又称核心机）前端又驱动了一个风扇，风扇压缩的空气一部分进入核心机，另一部分流入涡喷核心机外面的管道，俗称外涵道，由于涡扇发动机推力由风扇产生的推力和核心机燃气膨胀作功两部分组成，从上述概念可以得知，外涵道的空气流量越大，推力越大，油耗越低。

而涵道比就是指外涵道空气流量与核心机内涵道空气流量的比值。因此涵道比越大，发动机越省油。各大发动机公司都以提高大推力涡扇发动机涵道比，降低耗油率为重要研制目标。据公开资料披露，美英等国2008年后研制生产的大推力涡扇发动机涵道比已超过10，有的涵道比甚至超过15，与20世纪70-80年代的第一代涵道比为4至6的大推力涡扇发动机相比，油耗已降低了30%，可以说是进步惊人。目前所用的D-30KP-2的涵道比大约在2.4左右，甚至都不能算是大涵道比发动机，因此巡航油耗偏高。即使是最新研制的为我国干线C919民航客机配套的国产长江1000大涵道比发动机，作为我国自行研制的最先进涡扇发动机，其涵道比据称也不超过10，与世界排名第一的美法合作研制的LEAP1-C相比（涵道比11），仍然处于落后的局面。

为什么我国不加大外涵道流量，快速提高涵道比，来赶上英美国家发动机呢？原因是，流经风扇的空气流量越大，风扇的直径也要越大，风扇叶尖相对马赫数就越高，甚至导致激波损失，产生严重的气动问题，同时风扇轮缘速度过大，导致风扇叶片的离心力过大，风扇强度问题无法解决，并且风扇噪音和振动也急剧增加，因此必须降低或控制风扇的转速 ；而低压涡轮为驱动越来越大的风扇，需要从高温燃气中提取更多功率，然而低压涡轮受内涵道限制，无法大幅提高直径，只得提高转速，从气动设计来讲，低压涡轮与风扇这两者转速需求是互相矛盾的，这一矛盾也被称为（风扇与低压涡轮）转速不匹配问题，是涡扇发动机设计的核心问题之一。

英美国家航空强国为解决这一矛盾，采用了下列几种方法，一种是齿轮驱动涡扇发动机（GTF）；该方案的设计难度很大，兼有可靠性和寿命的问题，目前仅美国一家公司掌握，且无法满足涵道比进一步增长的需要；另一种是三转子涡扇发动机方案，目前仅英国和前苏联掌握了这一技术，当涵道比进一步增加时，转速不匹配问题也依然存在。此外，三转子同心的轴系结构与转子动力学问题十分复杂，极大限制了该方案在大涵道比涡扇发动机上的运用；还有一种是早已淘汰的后风扇涡扇发动机方案，由于无法为核心机提供增压气体，以及工作时环境温差不断急剧变化，对风扇寿命和性能影响极大，早已被世界各国淘汰。

无论是齿轮驱动还是三转子涡扇发动机方案，对于我国来说技术积累都是一片空白，要想赶上发达国家是比较困难的。能否在理论上独辟蹊径，实现大涵道比发动机的弯道超车呢？我国科学家提出了一个与众不同的方案——涡轮喷气驱动大涵道比风扇。即在较成熟的传统双转子涡扇发动机基础上，断开风扇与核心机之间的机械连接，单纯依靠涡轮产生的高温高压喷气引出一部分驱动风扇旋转，使各部件转速最佳匹配，从而进一步增加涵道比。喷气自驱动风扇大涵道比航空发动机具有以下优点： 摆脱了涡轮转速对风扇大小的制约，风扇尺寸可以进一步加大，推力可进一步增大；风扇转速与高低压转子转速无关，仅由喷气方向和速度控制，转速可随意控制，达到最佳油耗和最佳寿命 ；大幅度降低发动机的轴向长度、重量和成本 ；可完全取代复杂，精密，对设计制造要求极高的齿轮驱动和三转子方案，涵道比可轻松做到15以上。