На следующем более высоком режиме скорости полета самолета — низком сверхзвуковом диапазоне от чисел Маха выше 1 до 2 или 3 — находят применение простые турбореактивные (без перепускного потока) и малоперепускные турбовентиляторные двигатели (с коэффициентом перепуска до 2).
Хотя турбовентилятор с малым перепуском (показан на рис. 6) имеет тот же общий вид, что и турбовентилятор с большим коэффициентом перепуска, некоторые особенности присущи только двигателям с малым перепуском. Меньший общий расход в вентиляторе обычно предполагает более высокий коэффициент давления в вентиляторе (при эквивалентном количестве энергии, получаемой от приводной турбины), поэтому такой вентилятор обычно имеет более одной (т.е. две или три) ступени турбокомпрессора. Двигатели, разработанные для работы в низком сверхзвуковом диапазоне, обычно имеют недостаточную тягу в других режимах полета, где они должны работать в течение короткого времени, например, при разгоне до трансзвуковой скорости, взлете с высотных аэродромов в условиях чрезвычайно высоких температур и большой полной массы, или при боевых маневрах на высокой сверхзвуковой скорости полета. Вместо того чтобы устанавливать более мощный двигатель для удовлетворения этих требований, эффективнее добавить форсажную камеру к турбовентиляторному двигателю в качестве средства увеличения тяги. Форсажная камера — это вторичная система сгорания, которая работает в выхлопном потоке двигателя до того, как поток попадает в выхлопное сопло. Такое устройство не столь эффективно с точки зрения расхода топлива, как основная турбовентиляторная секция двигателя, поскольку добавление тепла происходит при более низком давлении, чем в основной горелке. Однако форсажная камера относительно проста и легка, поскольку не содержит вращающихся механизмов. По этой же причине она может работать при гораздо более высокой температуре на выходе (обычно 1 760 °C),
Для дожигателя в турбовентиляторном двигателе обычно требуется смеситель для смешивания относительно прохладного байпасного воздуха с горячим основным потоком (см. рис. 6); в противном случае более холодный воздух трудно сжечь в среде низкого давления дожигателя. Кроме того, как в турбореактивном, так и в турбовентиляторном двигателе с форсажной камерой выхлопное сопло должно иметь переменную площадь горла, чтобы учесть большие изменения в объемном расходе между очень горячим выхлопным потоком из работающей форсажной камеры и более холодным потоком воздуха, выходящим из двигателя, когда форсажная камера не используется. Двигатели, предназначенные для сверхзвукового полета, обычно имеют гораздо более низкую степень сжатия и давления, чем машины с более высоким перепуском, предназначенные для дозвукового или трансзвукового полета. Основной вклад в эту тенденцию вносит дополнительный коэффициент давления, создаваемый на входе в двигатель при замедлении или рассеивании очень скоростного воздушного потока, всасываемого в двигатель в качестве рабочей жидкости — эффект тарана. На трансзвуковой скорости полета это отношение давлений составляет почти 2:1, так что компрессор двигателя может быть построен таким образом, чтобы обеспечить гораздо меньшее давление там, где пиковое давление в противном случае ограничивается.
Первые поколения реактивных самолетов, работающих в этом низком сверхзвуковом режиме полета, оснащались турбореактивными двигателями, но последующие поколения, созданные для того же режима полета, в основном оснащались турбовентиляторными двигателями с низким перепуском. Такая замена типа двигателя была предпринята в первую очередь потому, что такие самолеты расходуют значительную часть топлива на дозвуковой скорости полета (например, при взлете, наборе высоты, на виражах, разгоне, заходе на посадку), где турбовентиляторные двигатели обеспечивают преимущество в пропульсивной эффективности.
