通常涵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涵道比的上限：

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。这是因为当涵道比上升时，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。迄今已经证明了在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涵道比一般在4～6之间。然而近年来，GE90将这个数增至8～9之间。短程涡扇发动机的涵道比则一般在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，涵道比一般住0．5～1之间以使进口面积最小。