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十划下，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3F120F120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SCRATEGGJTDE和ManTech等一系列计划的产物这些计划致力于发展最终构成F120--第三代VCE的先进发动机部件F120是一种满足先进战术战斗机（ATF）的大功率状态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VC巳这些要求由综合涡喷发动机和涡扇发动机最有吸引力的特点得到满足与GE21一样，它能够以单涵和双涵模式工作其变循环特征基本与GE21相同，但后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门F120基本结构是一台带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F120的CDFS与压气机连在一起，然而其功能恰似一个风扇的后面级控制系统为三余度多变量FADEC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进行地面验证第二阶段用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XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作在XF120的试验过程中，这种DBE的性能极佳。
随着经验的取得和工作能力的评估，对发动机的结构作了一些细小的修改YF120的流量比XF120的大，以满足不断改变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ATF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不加力超声速巡航推力目标F120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控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平因此，性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性性和航程能力对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率F120在比目前战斗机发动机更低的复杂它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动总的来说，F120与通用电气公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%4可控压比发动机可控压比发动机（COPE是通用电气公司和艾利逊公司联合研究的第四代VCE他是在F120的技术基础上发展的目前，这种方案正在IHPTET计划第二和第三阶段中进行试验验证COPE方案的关键系统--涡轮系统已经完成了气动和传热设计验证计划。
涡轮系统包括三个部件--高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨声速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮计划的成果将用于XTE76验证机、XTE77验证机和JSF发动机（F136）1）可调面积高压涡轮涡轮导向器可调面积高压涡轮导向器是为实现高的不加力推力和亚声速的低耗油率相结合的目标而设计的它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高压压气机因其能在宽广的工作范围内保持在固定的匹配点上而保持高的效率一种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决了过去变面积导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失问题据预估，这些特点在部分功率状态下比常规高单位推力涡扇发动机的耗油率低10%~15%2）单级高负荷跨声速高压涡轮COPE的单级高负荷涡轮优于常规的单级和双级涡轮由于零件数和尺寸的减小，重量、冷却气流量和成本都有所降低运用CFD和F120的高压和低压涡轮的经验，研究了降低高压和低压涡轮干扰损失的叶片设计当与先进的气动和冷却技术结合时，级负荷大大提高3）双级无导叶对转低压涡轮双级无导叶对转低压涡轮是一种革命性的方案，有许多潜在的优点设计权衡表明，这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求，然而设计面临低压涡轮固有的高周疲劳问题。
高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮的优化需要完美的多学科组合，包括气动、传热、和结构动力学从高压涡轮来的跨声速流的强迫响应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑从COPE涡轮系统结合得到的数据将修正设计程序，使低压涡轮设计的重量轻、效率高、抗高周疲劳能力强本文重点介绍通用电气公司VCE的发展情况1、YJ101/VCE1976年2月，在一台修改过的YJ101发动机上进行单涵道变循环发动机试验它基本上是采用可调混合器的低涵道比涡扇发动机这种可调混合器又叫后可调面积涵道引射器（VABI），可在发动机工作范围内平衡风扇和涡轮出口静压结果，在低功率状态下压气机转速降低时风扇系统可以保持大的流量，而常规混排涡扇发动机在低功率状态时空气流量要降低，进气道阻力增加这是比较简单的第一代VCE2、GE21通用电气公司的第二代VCE是DBE，编号为GE21它与常规混排涡扇发动机不同的是将风扇分为前后两段后段与压气机连在一起，称为核心驱动风扇级（CDFS）,带可调进口导流叶片每个风扇段有自己的涵道，用以在宽广的工作范围内更好第控制空气流量后段风扇和压气机由单级高压涡轮驱动，这种独特的安排允许高压涡轮低压涡轮都采用单级。
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这些计划致力于发展最终构成F120--第三代VCE的先进发动机部件F120是一种满足先进战术战斗机（ATF）的大功率状态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这些要求由综合涡喷发动机和涡扇发动机最有吸引力的特点得到满足与GE21一样，它能够以单涵和双涵模式工作其变循环特征基本与GE21相同，但后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门F120基本结构是一台带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F120的CDFS与压气机连在一起，然而其功能恰似一个风扇的后面级控制系统为三余度多变量FADEC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进行地面验证第二阶段用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XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作XF120的试验证实了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度。
它还验证了FADEC和二元矢量喷管的工作在XF120的试验过程中，这种DBE的性能极佳随着经验的取得和工作能力的评估，对发动机的结构作了一些细小的修改YF120的流量比XF120的大，以满足不断改变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。