[转帖]变 循 环 发 动 机 的 进 展

从飞机/发动机设计理念可知，对于持续高马赫数飞行任务，需要高单位推力的涡喷循环。反之，如果任务强调低马赫数和长航程，就需要低耗油率的涡扇循环。当任务兼有超声速飞行和亚声速飞行或存在多设计点时，麻烦就出现了。为任务的某一部分设计的循环在飞行包线其他地方的性能就差。在燃油消耗几乎均分在超声速和亚声速飞行的混合任务中或在多工作点是必须的情况下，变循环发动机（VCE）显示出巨大的潜力。
　　 VCE是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。利用变循环改变发动机循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以使发动机在各种飞行和工作状态下都具有良好的性能。在涡喷/涡扇发动机方面，VCE研究的重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声。
　　受到超声速客机和大飞行包线多任务战斗机需求的驱动，对于变循环发动机的研究早在20世纪60年代就开始。1971年，NASA开始实施超声速巡航研究（SCR）计划, 其目标是解决妨碍超声速巡航飞行概念被普遍接受和得到实际应用所存在的技术问题。SCR计划的头3年，推进系统承包商从上百个方案中优选出能够满足亚声速和超声速飞行相互矛盾要求的两种VCE，即通用电气公司的双涵道发动机(DBE)和普·惠公司的变流路控制发动机（VSCE）。为了将研究工作集中在这两种VCE上，在1976年制定了单独的超声速推进技术研究计划--VCE计划。到1981年计划结束时，相对1971年的GE4，经验证的VCE的超声速巡航耗油率下降10%，跨声速耗油率有类似的改善，亚声速的耗油率改善达24%，而重量仅为GE4的75%。
　　 VSCE有常规外涵加力涡扇发动机的流路，但采用独特的主燃烧室控制程序，并广泛使用风扇、压气机、主喷管和副喷管的转速和变几何控制，以控制其工作的涵道比。在亚声速巡航状态，外涵不开加力，发动机以一种常规分排中等涵道比（约1.5）涡扇发动机工作，因而具有比较好得亚声速巡航性能。起飞、加速和超声速巡航时，需要大的推力，因而打开外涵加力。起飞开加力时噪声增大，但因采用同心环反速度场喷管而得以降低。结果，起飞时的噪声相当于常规涡扇发动机的噪声水平。在超声速巡航时，通过提高涡轮前温度和调节可调几何，加大高压转子转速。这样，涵道比减小，对加力的需求也减小，其耗油率接近设计良好的涡喷发动机。
　　 1985年后，美国的VCE研究工作纳入NASA的高速推进研究计划（HSPR），DBE和VSCE两种方案继续得到发展。进入90年代后，美国、欧洲和日本又掀起研究超声速（M3）和高超声速客机推进系统的热潮。英国罗·罗提出可选择放气VCE。法国SNECMA公司提出了中间风扇的MCV99 VCE方案。风扇设在压气机出口处，有辅助进气口供气，由单独的涡轮带动，该涡轮又由压气机引气驱动。在起飞和亚声速巡航时，外涵道、辅助进气门和压气机引气门打开，风扇系统工作，呈涡扇模式。在超声速巡航时，这三个门都关闭，呈涡喷模式工作。
　　 1989年，日本开始着手为期10年的超声速和高超声速推进系统研究计划（HYPR）,并于1999年完成，总投资约3亿美元。计划的目标是为SST和HST的推进系统打下技术基础。通过研究和试验马赫数5的组合发动机(CCE)，验证了其可行性。CCE由VCE(代号为HYPR-T)和以甲烷为燃料的冲压发动机组成。HYPR-T的方案与通用电气公司的DBE类似。1996年12月到1997年2月，HYPR-T发动机的模拟高空试验在通用电气公司的模拟高空试验台上进行，模拟的速度为马赫数3，高度20700m。通过试验，成功地验证了发动机的适用性。在试验中，涡轮前温度达到1873，涵道比从0.6成功地变化到0.9。通过改变低压涡轮导向器的角度，在高速高温状态下的推力增加15%。
　　 VCE研究的另一个驱动力来自战斗机方面。自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展，另一方面，飞机的飞行包线不断扩大，从低亚声速待机到高亚声速和超声速巡航和机动（开加力或不开加力），飞行高度从海平面到15~17km，作战半径达1000~2000km。VCE正好能满足这种多飞行状态的性能要求。据模拟计算结果，对于罗·罗公司的选择放气VCE，考虑了VCE增重50kg，可使飞机起飞总重和任务油耗分别降低2.33%和3.36%；对于通用电气公司的双涵VCE，任务油耗可降低2%~3.5%，而且，在亚声速飞行时，VCE的涡轮前温度在某些点上可降低300K以上，这可用来进一步降低耗油率或延长涡轮寿命。特别是在20世纪70年代后，更加重视飞机机体/推进系统一体化设计，VCE还能降低溢流和后体阻力，其优势更为明显。于是，对军用目的VCE的研究逐步开展起来。通用电气公司在这方面一直领先。从YJ101/VCE验证机（第一代VCE）到GE21、GE33(XTE45，即后来的F120)和可控压比发动机（COPE）。F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。COPE正有通用电气公司和艾利逊公司联合研究之中，其技术将用于联合攻击战斗机（JSF）发动机。
　　艾利逊公司在20世纪70年代曾为美国海军的垂直和短距起落战斗机提出过包括变几何涡扇发动机在内的多种VCE 方案，在美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的第一阶段中，它又成功地试验了XTC16/1A 和1B VCE核心机。进入第二阶段后，艾利逊公司便与通用电气公司联合研究VCE。
　　本文重点介绍通用电气公司VCE的发展情况。
　　 1 YJ101/VCE
　　 1976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VCE。
　　 2 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 F120
　　 F120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。
　　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。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。
　　 VCE的实现需要解决许多关键技术，如VCE性能仿真、CDFS设计、可调涡轮导向器、VABI和多变量控制系统。VCE的控制变量明显多于常规发动机。为适应多输入和多输出的情况。NASA主持由通用电气公司发展先进的多变量控制技术，它包括：改进的H∞技术，这是一种用于控制器降阶的技术；简化的增益调度技术，它比常规方案要求少的调度工作量；一种积分器饱和防护技术，它用于反馈控制器输出和控制对象输入之间的差异，以调节或修正控制器的状态。一种模型基的多变量控制系统已在IHPTET计划的第三阶段得到验证。
　　虽然作为VCE的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仍是美国IHPTET计划的一项重要技术目标，在不断的发展，而且已经成功地得到了验证。一旦时机成熟，它将装备先进的军民用飞机，发挥其应有的作用。（作者：中国航空工业发展研究中心技术所 方昌德）从飞机/发动机设计理念可知，对于持续高马赫数飞行任务，需要高单位推力的涡喷循环。反之，如果任务强调低马赫数和长航程，就需要低耗油率的涡扇循环。当任务兼有超声速飞行和亚声速飞行或存在多设计点时，麻烦就出现了。为任务的某一部分设计的循环在飞行包线其他地方的性能就差。在燃油消耗几乎均分在超声速和亚声速飞行的混合任务中或在多工作点是必须的情况下，变循环发动机（VCE）显示出巨大的潜力。
　　 VCE是通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。利用变循环改变发动机循环参数，如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比，可以使发动机在各种飞行和工作状态下都具有良好的性能。在涡喷/涡扇发动机方面，VCE研究的重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声。
　　受到超声速客机和大飞行包线多任务战斗机需求的驱动，对于变循环发动机的研究早在20世纪60年代就开始。1971年，NASA开始实施超声速巡航研究（SCR）计划, 其目标是解决妨碍超声速巡航飞行概念被普遍接受和得到实际应用所存在的技术问题。SCR计划的头3年，推进系统承包商从上百个方案中优选出能够满足亚声速和超声速飞行相互矛盾要求的两种VCE，即通用电气公司的双涵道发动机(DBE)和普·惠公司的变流路控制发动机（VSCE）。为了将研究工作集中在这两种VCE上，在1976年制定了单独的超声速推进技术研究计划--VCE计划。到1981年计划结束时，相对1971年的GE4，经验证的VCE的超声速巡航耗油率下降10%，跨声速耗油率有类似的改善，亚声速的耗油率改善达24%，而重量仅为GE4的75%。
　　 VSCE有常规外涵加力涡扇发动机的流路，但采用独特的主燃烧室控制程序，并广泛使用风扇、压气机、主喷管和副喷管的转速和变几何控制，以控制其工作的涵道比。在亚声速巡航状态，外涵不开加力，发动机以一种常规分排中等涵道比（约1.5）涡扇发动机工作，因而具有比较好得亚声速巡航性能。起飞、加速和超声速巡航时，需要大的推力，因而打开外涵加力。起飞开加力时噪声增大，但因采用同心环反速度场喷管而得以降低。结果，起飞时的噪声相当于常规涡扇发动机的噪声水平。在超声速巡航时，通过提高涡轮前温度和调节可调几何，加大高压转子转速。这样，涵道比减小，对加力的需求也减小，其耗油率接近设计良好的涡喷发动机。
　　 1985年后，美国的VCE研究工作纳入NASA的高速推进研究计划（HSPR），DBE和VSCE两种方案继续得到发展。进入90年代后，美国、欧洲和日本又掀起研究超声速（M3）和高超声速客机推进系统的热潮。英国罗·罗提出可选择放气VCE。法国SNECMA公司提出了中间风扇的MCV99 VCE方案。风扇设在压气机出口处，有辅助进气口供气，由单独的涡轮带动，该涡轮又由压气机引气驱动。在起飞和亚声速巡航时，外涵道、辅助进气门和压气机引气门打开，风扇系统工作，呈涡扇模式。在超声速巡航时，这三个门都关闭，呈涡喷模式工作。
　　 1989年，日本开始着手为期10年的超声速和高超声速推进系统研究计划（HYPR）,并于1999年完成，总投资约3亿美元。计划的目标是为SST和HST的推进系统打下技术基础。通过研究和试验马赫数5的组合发动机(CCE)，验证了其可行性。CCE由VCE(代号为HYPR-T)和以甲烷为燃料的冲压发动机组成。HYPR-T的方案与通用电气公司的DBE类似。1996年12月到1997年2月，HYPR-T发动机的模拟高空试验在通用电气公司的模拟高空试验台上进行，模拟的速度为马赫数3，高度20700m。通过试验，成功地验证了发动机的适用性。在试验中，涡轮前温度达到1873，涵道比从0.6成功地变化到0.9。通过改变低压涡轮导向器的角度，在高速高温状态下的推力增加15%。
　　 VCE研究的另一个驱动力来自战斗机方面。自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展，另一方面，飞机的飞行包线不断扩大，从低亚声速待机到高亚声速和超声速巡航和机动（开加力或不开加力），飞行高度从海平面到15~17km，作战半径达1000~2000km。VCE正好能满足这种多飞行状态的性能要求。据模拟计算结果，对于罗·罗公司的选择放气VCE，考虑了VCE增重50kg，可使飞机起飞总重和任务油耗分别降低2.33%和3.36%；对于通用电气公司的双涵VCE，任务油耗可降低2%~3.5%，而且，在亚声速飞行时，VCE的涡轮前温度在某些点上可降低300K以上，这可用来进一步降低耗油率或延长涡轮寿命。特别是在20世纪70年代后，更加重视飞机机体/推进系统一体化设计，VCE还能降低溢流和后体阻力，其优势更为明显。于是，对军用目的VCE的研究逐步开展起来。通用电气公司在这方面一直领先。从YJ101/VCE验证机（第一代VCE）到GE21、GE33(XTE45，即后来的F120)和可控压比发动机（COPE）。F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。COPE正有通用电气公司和艾利逊公司联合研究之中，其技术将用于联合攻击战斗机（JSF）发动机。
　　艾利逊公司在20世纪70年代曾为美国海军的垂直和短距起落战斗机提出过包括变几何涡扇发动机在内的多种VCE 方案，在美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的第一阶段中，它又成功地试验了XTC16/1A 和1B VCE核心机。进入第二阶段后，艾利逊公司便与通用电气公司联合研究VCE。
　　本文重点介绍通用电气公司VCE的发展情况。
　　 1 YJ101/VCE
　　 1976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VCE。
　　 2 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 F120
　　 F120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。
　　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。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。
　　 VCE的实现需要解决许多关键技术，如VCE性能仿真、CDFS设计、可调涡轮导向器、VABI和多变量控制系统。VCE的控制变量明显多于常规发动机。为适应多输入和多输出的情况。NASA主持由通用电气公司发展先进的多变量控制技术，它包括：改进的H∞技术，这是一种用于控制器降阶的技术；简化的增益调度技术，它比常规方案要求少的调度工作量；一种积分器饱和防护技术，它用于反馈控制器输出和控制对象输入之间的差异，以调节或修正控制器的状态。一种模型基的多变量控制系统已在IHPTET计划的第三阶段得到验证。
　　虽然作为VCE的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仍是美国IHPTET计划的一项重要技术目标，在不断的发展，而且已经成功地得到了验证。一旦时机成熟，它将装备先进的军民用飞机，发挥其应有的作用。（作者：中国航空工业发展研究中心技术所 方昌德）