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被美国定为下一代战机核心的变循环发动机，究竟是什么鬼？都说航空发动机是飞机的心脏，那咱们今天就顺着心脏这个思路来说道说道。
心脏真的是一个十分精巧的结构，尤其是其中的瓣膜结构，通过张开和闭合来控制血液在心脏中的流动，从而帮助心脏有力地驱动全身的血液。
心脏的瓣膜结构在航空发动机中，其实也有类似“瓣膜”的结构，有了它，就能够改变发动机的热力循环，从而获得不同的发动机性能，这样一来发动机的能力就更强大了。
话不多说，今天就跟小编一起来了解一下变循环发动机的强大吧。
变循环发动机什么是变循环发动机？变循环发动机（Variable CycleEngine，简称VCE），是指在一台发动机上，通过改变发动机的一些部件的几何形状、尺寸或者位置，来实现不同热力循环的燃气涡轮发动机。
变循环发动机目前主要的研究方向是在爬升、加速和超声速飞行时减小涵道比以增大推力，在起飞和亚声速飞行时增大涵道比以降低耗油率和噪声。
变循环发动机外观变循环发动机工作示意图变循环发动机的研发历史从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发动机的概念、方案及相关技术的研究验证。
例如，英国提出分排、混排涡扇和涡喷3种循环方式的选择放气式变循环发动机概念，法国SNECMA公司提出双压缩系统变循环发动机概念，日本牵头开展了变循环发动机“HYPR90-T”的技术研究与验证。
法国SNECMA公司双压缩系统变循环发动机设计图日本变循环发动机结构设想图而对变循环发动机研究时间最为持久、程度最为深入、取得较大成果的是以GE公司为代表的美国航空界。
早在1960年美国空军航空推进实验室就提出了变吸气压气机（CAPCOM）发动机方案；之后提出了第二代变循环发动机方案，即GE21双外涵变循环发动机方案，并在1975-1981年间进行了部件和整机试验验证。
GE21双外涵变循环发动机方案GE公司第三代变循环发动机是YF120发动机，该发动机是世界上第一种经飞行验证的变循环发动机，用作美国空军先进战术战斗机（ATF）的候选发动机；之后GE公司与Allison 公司合作研究了第4代变循环发动机——可控压比发动机（COPE），允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。
到底什么是变循环航空发动机？变循环航空发动机，是最近⼏年⾼频出现的⼀个词汇。
之所以被各军事强国所⾼度重视，就是因为这种发动机是和各⼤国正在全⼒攻关的第6代战机所配套的航发项⽬，正如说起5代战机必然有隐⾝性能⼀样，那么若6代机不具备变循环发动机，那么这种6代机也只能是⼀种伪6代。
传统的航空涡扇—涡轮发动机的热⼒循环特性是固定不变的，⼀种发动机只能在⼀种模式下⼯作，并且仅在有限的飞⾏包线范围内具有最好的性能。
这往往是现役航发的⼀个难以克服的死结。
⽐如某超级⼤国著名的F404—F414中等推⼒航空发动机，这种航发在海平⾯和6000⽶以下的中低空的推⼒很强劲，燃油效率也⾼，这是因为他的叶⽚和涡轮和外壳之间的密封性能基本做到了极致，⼏乎可以发挥每⼀克氧⽓的燃烧效率。
⽽这类发动机⼀旦到了万⽶以上的⾼空，在⾼空⾼速下出现准冲压燃烧状态，⾼度密封的涡轮⼏乎成了⼀个累赘。
发动机的推⼒会急剧下降。
因此装备这类发动机的战⽃机都尽量避免飞的太⾼。
还有⼀个与前⾯的例⼦⼏乎相反的典型，这就是著名的F22A的发动机F119。
这种先进⼤推⼒发动机为了追求⾼空超⾳速巡航性能，因此涵道⽐做的⾮常⼩，⼏乎和过去的涡喷发动机差不多。
因此在⾼空性能⾮常好。
⽽因为涵道⽐过低，其在低空的推⼒就⼤打折扣，燃油效率甚⾄⽐不过落后他⼀代的三代涡扇，⾮常的耗油。
因此F22A的航程是出了名的腿短。
甚⾄远远不如F16A等典型的偏轻型的三代机，这就造成F22A不能适合空域⼴阔的战场环境。
先进变循环发动机技术的出现就是要解决前两类发动机不能兼顾⾼空和低空性能的⽭盾，可以通过改变⼀些部件的⼏何形状、尺⼨或位置，来调节其热⼒循环参数：如增压⽐、涡轮进⼝温度、空⽓流量和涵道⽐，改变发动机循环⼯作模式。
在⼏乎所有包线下，都维持⾼推⼒的同时确保低油耗，使发动机在各种飞⾏情况下都能⼯作在最佳状态。
与此同时，变循环发动机能以多种模式，包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等⼯作，因⽽在亚声速、跨声速、超声速和⾼超声速飞⾏状态下都具有良好的性能。
什么是变循环航空发动机？原理是什么？
变循环发动机（VCE）是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变它热力循环的发动机。
其原理是改变航发的增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以让发动机在各种飞行和工作状态下都具备良好的性能。
变循环发动机目前主要研究方向是改变涵道比。
在爬升、加速和超音速飞行时减小涵道比，以增大推力。
在起飞和亚音速飞行时，增加涵道比，以降低耗油率和噪音。
它能有效应对亚音速飞行和超音速飞行间的固有矛盾，还能减小推进系统的安装损失，提高航发性能，达到事半功倍的效果。
世界上最早的投入使用的变循环发动机是SR-71“黑鸟”搭载的J58涡轮-冲压组合式变循环发动机，它是普·惠公司的独门法宝。
“黑鸟”从诞生之日起仍然保持一系列的速度和平飞高度纪录，可谓是航空史上的一个奇迹。
但是由于涡轮-冲压组合式变循环发动机理念太过超前，这种技术并未得到大规模应用。
从1960年代开始，战斗机是变循环发动机的最大推动力。
随着飞机的飞行包线不断扩大，只有变循环发动机才能满足战斗机多飞行状态的性能要求。
随着工程师更加关注飞机机体和推进系统一体化设计，变循环发动机还能减少溢流和后体阻力。
根据航发公司的研究数据显示，变循环发动机可使亚音速飞机的航程和续航时间增加30%和70%，使超音速飞机的航程和续航时间增加40%和80%。
如果相应技术得以应用，会让飞机的整体性能提升一个台阶，可谓是具有历程碑意义的重大进步！。
牌号F119用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商普拉特•惠特尼公司生产现状研制中装机对象F-22。
研制情况F119是普•惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。
在8 0年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。
1983年9月，美国空军同时授予普•惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。
普•惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。
后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。
经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。
据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。
在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。
在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双余度FADEC。
此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。
变循环发动机（Variable Cycle Engine）是一种燃气涡轮发动机，它结合了传统的喷气发动机和涡扇发动机的特点。
变循环发动机的工作原理是根据飞行阶段的要求，通过调整发动机的参数和工作模式，实现在不同飞行条件下的最佳性能。
变循环发动机的关键特点是它能够在不同模式之间切换，以适应不同的飞行阶段。
通常，变循环发动机可以在两种基本模式之间切换：高涵道比模式和低涵道比模式。
在高涵道比模式下，发动机采用较大的涵道比，这意味着进气流经过的气流比例较大。
这种模式适用于飞行的高速巡航阶段，因为高涵道比可以提供较高的推力和燃油效率。
在低涵道比模式下，发动机的涵道比较小，进气流经过的气流比例也较小。
这种模式适用于低速飞行或起降阶段，因为较小的涵道比可以提供更大的推力和较好的加速性能。
变循环发动机实现这些模式切换的方法可以有多种。
一种常见的方式是通过可调节的涵道比风扇来实现。
在高涵道比模式下，风扇的涵道比较大，使得进气流量比例较大；而在低涵道比模式下，涵道比会减小，从而提供更大的推力。
此外，变循环发动机还可以通过调整压气机和燃烧室的工作参数来实现不同的工作模式。
例如，在高涵道比模式下，可以采用较高的压比和较低的燃烧室出口温度以提高燃油效率；而在低涵道比模式下，可以增加燃烧室出口温度以提供更大的推力。
总之，变循环发动机通过调整发动机参数和工作模式，可以
在不同飞行条件下实现最佳性能。
这使得飞机可以在高速巡航和低速起降等不同飞行阶段都能够得到有效的推力和燃油效率。
变循环发动机原理循环发动机是一种内燃机，它的工作原理是通过连续的循环过程将燃料气体转化为机械能，从而驱动设备进行工作。
循环发动机具有高效率、高功率、低噪音等优点，广泛应用于航空、船舶和汽车等领域。
循环发动机的工作原理主要包括四个基本过程：进气、压缩、燃烧和排气。
进气过程是指循环发动机通过吸气门将空气引入缸内。
进气门打开时，缸内压力低于大气压力，空气通过进气道进入缸内。
进气门关闭后，缸内空间的体积开始减小。
压缩过程是指循环发动机将吸入的空气压缩到高压状态。
当活塞运动到顶死点时，压缩活塞将空气压缩至最小体积，同时将压缩空气送入燃烧室。
这样可以提高空气的密度和温度，为燃烧提供条件。
燃烧过程是指循环发动机将燃料喷入燃烧室，并点燃混合物。
气缸内的燃料会在点火的作用下燃烧，释放出大量的热能。
燃烧产生的高温和高压气体会推动活塞向下运动，产生机械能。
排气过程是指循环发动机将燃烧后的废气排出。
活塞向下运动时，排气门打开，废气通过排气道排出。
排气门关闭后，活塞回到顶死点，准备进行下一个循环。
循环发动机的工作原理可以通过以下几个方面来进行研究和深入理解。
首先，可以从循环发动机的结构和组成部分来了解其工作原理。
循环发动机主要由气缸、活塞、曲轴、进气门、排气门、气缸盖、燃烧室等组成。
这些部件通过复杂的工作过程相互协作，将化学能转化为机械能。
其次，可以通过研究燃烧过程来了解循环发动机的工作原理。
燃烧过程是循环发动机中最重要的过程之一，涉及到燃料和空气的混合、点火和燃烧等过程。
了解燃烧过程的规律和机理，可以为提高循环发动机的效率和性能提供依据。
此外，可以从流体力学和热力学的角度来研究循环发动机的工作原理。
流体力学研究了气体在运动过程中的力学特性和流动规律，可以通过分析流体的压力、速度和密度等参数来研究循环发动机的气流动力学特性。
热力学则研究了能量转化和传递的规律，可以通过热力学分析来确定循环发动机的热效率和功率输出。
最后，可以通过实验和数值模拟方法来研究循环发动机的工作原理。
变循环发动机结构特点
循环发动机是一种工程应用于航空航天领域的动力装置，相较于传统的内燃机，它具有许多独特的结构特点。
首先，循环发动机采用的是连续循环工作原理，即在整个工作过程中，发动机
内部的焚烧物质不断循环往复，与外界无接触。
这种特点使循环发动机在高空高速飞行时，能够更好地适应外界环境的变化，并具备较高的可靠性。
同时，循环发动机的运转稳定，不会出现燃烧过程中的高温高压波动，对发动机部件的使用寿命产生积极的影响。
其次，循环发动机的结构特点还表现在其独特的排气系统上。
循环发动机通过
在进气系统和燃烧室之间设置回流管道，将一部分排出的废气重新输送到燃烧室中进行再燃，从而提高燃烧效率。
这种结构特点使得循环发动机能够在相同燃油消耗下产生更大的推力，提高发动机的整体效能。
此外，循环发动机的结构设计还注重轻量化和整体紧凑。
循环发动机通常采用
轻质合金材料制造关键部件，同时尽可能减少零部件数量和各部件之间的空隙，以达到减轻发动机自身重量和提高其功率密度的目的。
这种精简和紧凑的结构设计使循环发动机具备较高的体积能力，适用于复杂的航天任务。
综上所述，循环发动机的结构特点体现在连续循环工作原理、独特的排气系统
和轻量化紧凑的结构设计上。
这使得循环发动机在航空航天领域具备更好的适应性、可靠性和效能，为现代航天事业的发展做出了重要贡献。
变循环⾃适应发动机技术2007年美国空军在发展未来的先进航空发动机技术⽅⾯有了进⼀步的动作，年初1⽉29⽇美国空军研究实验室（AFRL）发出了投标征询书，要求到2017年时⽐2000年的基准发动机⽔平在经济可承受性⽅⾯提⾼10倍。
计划的关键是美国空军研究实验室的"⾃适应通⽤发动机技术"（ADVENT）项⽬。
为此美国空军研究实验室的⼯程师们制定了⼀个为期5年的时间表，希望在2012年进⾏技术验证。
新技术可⽤于⼀系列的平台：超声速、亚声速、攻击、机动以及情报、监视和侦察，也可以⽤于海军的平台。
以⾃适应通⽤发动机技术为基础的发动机可能到2014年开始研制。
2007年9⽉25⽇，美英的公开消息来源报道美国空军研究实验室授予美国通⽤电⽓公司（GE）和罗罗美国公司两项合同，开发⾼压⽐压⽓机系统和主动⽓流控制进⽓道和喷管。
这些⾏动预⽰着美国正在积极准备新⼀代发动机的研制⼯作。
⾸先在通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划提出验证的概念是美国通⽤电⽓公司（GE）的⾃适应循环发动机概念。
特点是发动机的总压⽐、涵道⽐、流量可调，发动机可以在固定进⽓道的情况下，以亚声速和超声速⼯作，过多的⽓流不会因⽆法通过发动机⽽从进⽓道溢流，引起过⼤阻⼒。
发动机可以调节装置改变空⽓流量和单位推⼒，以适应超声速巡航、跨声速和亚声速巡航，同时满⾜最严格的噪声要求。
⾃适应通⽤发动机技术项⽬源于美国空军正在实施的通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划（VAATE），⽽VAATE计划是"综合⾼性能涡轮发动机技术"（IHPTET）的继续。
技术持续发展的需要随着发动机控制技术的提⾼，实现变循环/⾃适应技术变得易于实现，⽽这种能够全⾯提升飞机性能的新技术的出现，相当于从涡轮喷⽓发动机到涡轮风扇发动机的进步，具有⾥程碑意义。
"⾃适应通⽤发动机技术"项⽬是通⽤经济可承受先进涡轮发动机计划中的典型项⽬。
⽬标是发展在飞⾏包线内可以改变风扇、核⼼机流量和压⽐，从⽽优化发动机性能的能⼒。
54航空制造技术·2014 年第 1/2 期NEW VIEWPOINTMBD。
北京航空航天大学能源与动力工程学院 李 斌中航工业沈阳发动机设计研究所 赵成伟变循环与自适应循环发动机技术发展Consider on Variable Cycle Engine and Adaptive Cycle Engine Technology De-velopment动机（Adaptive Cycle Engine, 简称ACE）。
其独特之处在于它是在典型的类似YF120发动机的双外涵变循环发动机布局基础上又增加了一个外涵道而构成，即在双外涵变循环发动机风扇上采用一个“Flade”（风扇叶尖风扇）级延伸出第3外涵道，见图1。
Flade 是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。
因为采用Flade 和多个外涵道，自适应循环发动机能够实现更大幅度的变循环能力，是变循环发动机技术发展重要的前沿方向。
变循环发动机技术进化分析变循环发动机（Variable Cycle Engine，简称VCE）的研究由来已久。
从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行VCE 的概念和方案设计以及相关技术的本文所论及的变循环发动机是指实际使用中能通过（但不限于）控制调整发动机相关部件的几何形状、尺寸或者位置等手段，改变流路结构和相应热力循环参数（流量、压比、涵道比等）、获得预期性能的航空燃气涡轮发动机。
广义上看，能够通过再燃、电功转换等途径实现工作循环过程中能量的可控“迁移”的发动机，也可以归为变循环发动机的范畴。
与常规循环发动机相比，变循环发动机在配装飞行包线宽广、任务剖面复杂多样的飞机时，可以有针对性地采用不同的工作模式，最大限度地兼顾超声速飞行的高推力性能和亚声速巡航低耗油率的矛盾性要求，适应多用途飞机的各种任务需求。
并且与进气道的流量匹配性能好，减小飞机在低速飞行时因发动机深度节流而产生的溢流阻力，从而降低推进系统的安装损失，提高飞行器性能。
变循环发动机发展综述刘治呈【摘要】在介绍变循环发动机概念基础上,对不同国家变循环发动机研究历程与成果进行介绍,同时分析每一段历程所具有的技术特点,希望能够为相关专业提供可以参考的理论依据.【期刊名称】《现代制造技术与装备》【年(卷),期】2019(000)001【总页数】3页(P177-179)【关键词】变循环发动机变几何结构推力耗油率【作者】刘治呈【作者单位】中国航发四川燃气涡轮研究院,成都 610500【正文语种】中文航空发动机由最初的活塞发动机逐渐发展为涡喷、涡扇发动机，性能得到了显著提升。
变循环发动机是通过改变发动机零部件几何形状与尺寸的一种热力循环燃气涡轮发动机[1]。
1 英国变循环发动机的研究英国设计了一款选择性排气变循环发动机，这款发动机采用两轴三压气机的设计原理[2]。
发动机结构如图1所示。
这款发动机在低马赫数飞行过程中，燃油消耗率非常低；当在超音速飞行时，具备较高推力。
在这两种基本特性要求下，发动机上设计了两种工作模式：一种是低压工作模式；另一种是高压动作模式。
选择性排气变循环发动机采用了固定几何结构涡轮技术，有效降低了设计风险。
2 日本变循环发动机的研究日本发明了一种变循环发动机，该发动机属于组合循环发动机，核心机为HYPR90-T涡轮风扇发动机，HYPR90-T结构如图2所示。
HPYRBO-T将低压涡轮设计成可调结构，可调低压涡轮叶片结构是这款发动机可变结构之一。
3 美国变循环发动机的研究除了日、英两国，美国关于变循环发动机的研究也取得了显著成果，截至目前一共发明设计了五代变循环发动机，并且每一代变循环发动机都有着自己独特的技术特点。
3.1 GE第一代变循环发动机图1 选择性排气变循环发动机图2 HYPR90-T结构图图3 后VABI变循环发动机在第一代变循环发动机中，技术人员设计了可调面积涵道引射器（VABI）这一关键构件[3]。
第一代变循环发动机采用了后VABI设计方式，具体结构如图3所示。
下一代战机“心脏”——自适应变循环发动机进展追述在上个世纪八九十年月进行的美军五代机动力选型中，通用电气（GE）曾推出YF120 变循环发动机与后来成功中标的普惠（P&W）YF119 开展竞争。
尽管当时未能取得成功，但这一代表发动机技术进展方向的先进技术将在将来为 F-35 和“下一代空中主宰”（NGAD）供应创新动力。
一、基本状况中文名：自适应变循环发动机英文名：Adaptive Cycle Engine（ACE）或Variable Cycle Engine（VCE）基本原理：通过转变涵道比，实现发动机模式的切换。
超声速巡航时，减小涵道比，增大推力，进入“涡喷”（高推力）模式，亚声速巡航时，增大涵道比，降低油耗和噪音，进入“涡扇”（高效率）模式。
此外，能够自动适应不同的工作环境，实现涵道比的转变。
2007 年，随着自适应通用发动机技术(ADVENT)项目的提出，美国空军和海军开头争辩自适应变循环发动机的概念，GE 公司即参与其中（另一参与方为罗罗公司）。
尽管普惠公司没有参与 ADVENT，但还是与GE 一道在 2012 年入选自适应发动机技术开发(AETD)项目（罗罗被淘汰）。
2016 年，后续的自适应发动机转化项目(AETP)正式启动，美国空军寿命周期管理中心（AFLCMC）分别授予两家公司超过 10 亿美元合同，负责各自开发 200 千牛推力级AETP 演示验证机，即GE XA100 和P&W XA101。
AETP 的目标是提高 25%的燃油效率，10%的附加推力和显著改善的热管理。
截至目前，GE 公司的XA100 发动机项目进展较为顺当。
二、代表型号介绍通用电气XA100 发动机适用机型：F-35、六代机（下一代空中主宰NGAD）最大推力：200 千牛（带加力）设计特点：XA100 是一种三涵道自适应循环发动机，可以依据状况调整涵道比和风扇压力，以提高燃油效率或推力。
它通过使用第三涵道流来实现这一点，引入空气以提高燃油经济性，并充当冷却的散热器，这将使 F-35 更大程度地利用飞行包线的低空高速部分。
变循环发动机前可调面积涵道引射器的通流计算方法一、概述变循环发动机是一种新型的高效发动机，也称为可变周期发动机，通过调节活塞行程和活塞顶死点位置来改变气缸容积，从而实现循环过程参数的调节。
在这样的发动机中，前可调面积涵道引射器的通流计算是十分重要的一环，对于发动机的工作效率以及性能指标直接关系到。
二、前可调面积涵道引射器的作用前可调面积涵道引射器是变循环发动机的关键部件之一，其主要作用是通过合理的调节通流面积，实现对进气量进行精确控制，从而保证发动机能够在不同工况下获得最佳性能。
通常情况下，前可调面积涵道引射器的通流计算需要考虑进气流动、压力、温度等参数，以确保最佳的进气效果。
三、通流计算方法1. 进气流动分析在进行通流计算之前，首先需要进行进气流动分析，了解进气气流的速度、压力等参数。
通过数值模拟或者实验测量的方法，可以得到进气气流在涵道内的流动情况，为后续的通流计算提供基础数据。
2. 通流面积计算在了解了进气气流的流动情况之后，就可以进行通流面积的计算。
通常情况下，通流面积可以通过流量计算公式得出，同时考虑进气速度、密度等因素，以确保在不同工况下都能够获得最佳的通流效果。
3. 通流参数优化最后一步是对通流参数进行优化，通过对通流面积的调节，来实现在不同工况下都能获得最佳的通流效果。
同时需要综合考虑进气温度、压力等参数的影响，以实现通流效果的最大化。
四、结论前可调面积涵道引射器的通流计算对于变循环发动机的性能至关重要，通过合理的进气流动分析、通流面积计算以及通流参数优化，可以实现在不同工况下均能获得最佳的通流效果，从而保证整个发动机的工作效率和性能指标。
通过以上的分析，我们可以看出，前可调面积涵道引射器的通流计算方法是多方面因素综合影响的结果，需要综合考虑各种因素，并进行精确的计算和优化，才能够确保发动机能够获得最佳的通流效果。
在未来的研究中，还需要不断深入地探讨这一问题，以更好地推动可变周期发动机技术的发展。
变循环发动机的进展其他VCE部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器（前VABI）、后可调面积涵道引射器（后VABI）和可调面积低压涡轮导向器。
模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。
前VABI是改变核心涵道流量的活门。
该活门可进行两个风扇段之间的放气，从而控制前风扇段的失速裕度。
后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。
可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速，而使发动机具有更大的灵活性。
它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。
在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。
通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI，使前段风扇具有最大空气流量。
由于转速不匹配，核心机不能吞下所有空气流量，剩余空气通过前VABI流入外涵道。
此时，关小CDFS的可调导向叶片的角度，从而减小核心流量，使发动机具有最大的涵道比。
在亚声速巡航时，发动机能使进气道溢流和内部性能匹配得最佳。
在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。
这样，就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。
增加的涵道比改善了推进效率，从而改善性能并降低耗油率（15%左右）。
在加速/爬升和超声速巡航时，发动机以单涵模式工作。
关闭模式选择活门，关小前VABI 和后VABI，仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管，后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。
这时产生高的单位推力，以维持高速飞行。
在SCR计划下，对GE21进行了成功的试验，实现其主要目标。
在最关键的VCE特征的概念、硬件和工作方面树立了信心。
这为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。
3 F120F120是用于美国空军先进战术战斗机（ATF, 后正式编号为F-22）的候选发动机，通用电气公司编号为GE33。
它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。
F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。
它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE 和ManTech等一系列计划的产物。
F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。
低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。
两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。
控制系统为三余度多变量FADEC。
它能够以单涵和双涵模式工作。
在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。
被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。
此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。
在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。
在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。
当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。
在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。
有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。
发动机顺利进入涡喷模式。
F120的最终结构经过三个阶段的发展。
第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。
第二阶段用YF120进行飞行试验。
第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。
YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。
重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。
在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。
它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。
它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。
F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。
在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。
对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。
控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。
因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。
它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。
总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。
虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。
VCE也仍是IHPTET 计划的一项重要技术目标。
