本实用新型提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心（11），该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮（17,19）的涡轮系统、包括一个或多个压缩机（14,15）的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴（26），其中压缩机出口压力（P30）被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，该引擎核心（11）还包括环形分流器（70），在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流（A）和沿着旁路导管（22）流动的旁路流（B），其中围绕引擎（10）的圆周的滞止流线（110）滞止在环形分流器（70）的前缘上，形成流面（110），该流面形成包含所有核心流（A）的流管的径向外边界。