原理
變循環噴氣發動機在渦噴/渦扇發動機方面，VCE研究的重點是改變涵道比:
在爬升、加速和超聲速飛行時：發動機涵道比減小，以接近渦噴發動機的性能，以增大推力。
在起飛和亞聲速飛行時：發動機涵道比增大，以渦扇發動機狀態工作，降低耗油率和噪聲。
飛機發動機技術提升的核心在於——如何提高燃油使用效率。噴氣式飛機原理是將空氣吸入發動機後和燃油混合加熱，而後高溫高壓氣體向後噴出，按照牛頓第三定律，飛機就可以獲得一個反推力。但這個高溫高壓氣體本身就擁有很大的能量，也就是說，這些能量被白白浪費掉了，但有時候為了機動性則不得不這樣做，以往的飛機，往往是渦噴就只能是渦噴模式工作，是渦扇就只能渦扇模式工作。而在飛機航行的整個過程中，往往有很多路程是不需要使用這種高油耗率的工作方式的。而在靠近戰場時，為了接敵，則需要高速機動，為了機動空戰則需要跨音速飛行模式。於是變循環發動機就是把這三種模式結合起來，合理規劃，達到了最佳的使用效果。
發動機一般從前往後結構以此為進氣道——壓氣機——燃燒室——渦輪——噴口。對應的過程是空氣吸入——空氣壓縮增壓——空氣混合燃燒——帶動渦輪鏇轉——尾部噴出做功。變循環發動機則採用渦輪風扇體制，將氣流分在三個涵道，但這三個涵道可以變換大小口徑，通過組合搭配成就最佳的工作模式，在需要經濟巡航時，2個調節板向下調節，擋住通過燃燒室的氣流，使發動機工作在螺鏇槳模式，當需要進行跨音速機動時，調節板1向下，而向上，組成一個渦扇發動機。當要進行超音速巡航時，調節板1、2均向上偏，使其成為一台渦噴發動機。假如發動機使用了任務規劃體制，還可以根據不同的任務使用電腦規劃發動機的作用方式達到最佳作戰效能。
這個措施看起來簡單，但在工程上實現起來是十分難的，發動機工作在高溫高壓和極高轉速的情況下，最好不要有任何的結構變換，否則會帶來發動機部件的損傷導致發動機出現安全問題，擋板的偏移也會帶來氣流的瞬時畸變，導致發動機工作不穩定甚至停車。根據研製該技術的GE公司官網宣傳資料，使用這一技術後，在同等燃油的情況下飛機的滯空時間可以提高50%，航程增加33%，減少25%的燃油消耗率，達到60%的燃油熱吸收率。
優點
從飛機/發動機設計理念可知，對於持續高馬赫數飛行任務，需要高單位推力的渦噴循環。反之，如果任務強調低馬赫數和長航程，就需要低耗油率的渦扇循環。當任務兼有超聲速飛行和亞聲速飛行或存在多設計點時，麻煩就出現了。為任務的某一部分設計的循環在飛行包線其他地方的性能就差。在燃油消耗幾乎均分在超聲速和亞聲速飛行的混合任務中或在多工作點是必須的情況下，變循環發動機（VCE）顯示出巨大的潛力。
從航空工業發展的角度來說，我國證實已經進行變循環發動機研究的意義在於，一方面意味著中國航空動力研製的科研管理和規劃更加科學和合理，符合航空工業產品研製的客觀規律，更加重視基礎科研和預先研究，而不是等到有具體的型號需求才開始進行科研工作，導致研製周期長、風險大、成本高；另外一方面，意味著中國航空動力的研製步伐已經逐漸追趕上美國等西方航空強國，在常規循環發動機研製碩果纍纍的情況下積極開展新循環方式的發動機基礎研究，對於保持中國航空動力工業的可持續發展和追趕世界最先進水平具有相當重大的價值。從中國空軍未來型號發展對於航空發動機的需求來說，類似YF120的變循環渦扇發動機能夠提供更大的高空、高速推力，可以有效提升作戰飛機的超巡、攔射能力，同時能夠提供更經濟的中低空、亞音速耗油率，對於提升作戰飛機經濟性有明顯幫助。從未來民航客機的發展來看，未來的洲際超音速客機同樣需要變循環發動機來提供持續超音速飛行能力，亞音速客機更是對於單位油耗相當敏感，因為這關係到民航公司的運營成本。因而，我國從事變循環發動機的科研、軍事、商業價值非常巨大，可以有效提升我國的綜合國力和競爭力。
發展歷程
由於受超聲速客機和大飛行包線多任務戰鬥機需求的驅動，早在20世紀60年代國外就開始VCE的研究。1971年，美國航宇局（NASA）開始實施超聲速巡航研究（SCR）計畫,該計畫的頭3年，發動機承包商從上百個方案中優選出能夠滿足亞聲速和超聲速飛行相互矛盾要求的兩種VCE，即GEAE公司的雙涵道發動機(DBE)和普惠公司的變流路控制發動機（VSCE）。為了將研究工作集中在這兩種VCE上，NASA在1976年制定了單獨的超聲速推進技術研究計畫。到1981年計畫結束時，相對1971年的GE4（GE當時研製的一種超聲速運輸機用發動機），經驗證的VCE的超聲速巡航耗油率下降10%，跨聲速耗油率有類似的改善，亞聲速的耗油率改善達24%，而重量僅為GE4的75%。
VSCE具有常規外涵加力渦扇發動機的流路，但採用獨特的主燃燒室控制程式，並廣泛採用變轉速和變幾何的風扇、壓氣機以及變幾何的主噴管和副噴管，以控制其工作時的涵道比。在亞聲速巡航狀態，外涵不開加力，發動機以一種常規分排中等涵道比（約1.5）渦扇發動機工作，因而具有比較好的亞聲速巡航性能。起飛、加速和超聲速巡航時，需要大的推力，因而打開外涵加力。起飛開加力時噪聲增大，但因採用同心環反速度場噴管而得以降低。結果，起飛時的噪聲相當於常規渦扇發動機的噪聲水平。在超聲速巡航時，通過提高渦輪前溫度和變幾何，加大高壓轉子轉速，這樣，涵道比減小，對加力的需求也減小，其耗油率接近設計良好的渦噴發動機。
1985年後，美國的VCE研究工作納入NASA的高速推進研究計畫（HSPR），DBE和VSCE兩種方案繼續得到發展。進入90年代後，美國、歐洲和日本又掀起研究超聲速（M3）和高超聲速客機推進系統的熱潮。羅-羅公司提出可放氣的VCE。法國斯奈克瑪公司提出了中間風扇的MCV99VCE方案。
1989年，日本開始著手為期10年的超聲速和高超聲速推進系統研究計畫（HYPR）,並於1999年完成，總投資約3億美元。計畫的目標是為超聲速運輸機和高速運輸機的推進系統打下技術基礎。通過研究和試驗馬赫數5的組合循環發動機(CCE)驗證了其可行性。CCE由VCE(代號為HYPR-T)和以甲烷為燃料的衝壓發動機組成。HYPR-T的方案與GE公司的DBE類似。
1996年12月到1997年2月，HYPR-T發動機的模擬高空試驗在GE的模擬高空試驗台上進行，模擬的速度為馬赫數3，高度20700米。通過試驗，成功地驗證了發動機的適用性。在試驗中，渦輪前溫度達到1873K，涵道比從0.6成功地變化到0.9。通過改變低壓渦輪導向器的角度，在高速高溫狀態下的推力增加15%。
VCE研究的另一個驅動力來自戰鬥機方面。
自20世紀60年代以來，戰鬥機一方面朝著多用途方向發展，另一方面，飛機的飛行包線不斷擴大，從低亞聲速待機到高亞聲速和超聲速巡航和機動（開加力或不開加力），飛行高度從海平面到15千米～17千米，作戰半徑達1000千米～2000千米。VCE正好能滿足這種多飛行狀態的性能要求。
據模擬計算結果，對於羅-羅公司選擇的放氣VCE，雖然重量增加50千克，但它仍可使飛機起飛總重和任務油耗分別降低2.33%和3.36%；對於GE公司的雙涵VCE，任務油耗可降低2%～3.5%，而且，在亞聲速飛行時，VCE的渦輪前溫度在某些點上可降低300K以上，這可用來進一步降低耗油率或延長渦輪壽命。特別是在20世紀70年代後，更加重視飛機機體/推進系統一體化設計，VCE還能降低溢流和後體阻力，其優勢更為明顯。於是，對軍用目的VCE的研究逐步開展起來。
相關舉例
J-58
SR71黑鳥的J58變循環發動機當黑鳥的心臟，J58發動機咆哮的時候，很少有人能不為之動容，J58也是變循環發動機，卻與GE走的不是一個路子。J58是在渦輪噴氣和壓氣機輔助衝壓發動機之間轉換的變循環。PW（普拉特惠特尼公司）在上個世紀五六十年代開發的這個發動機使黑鳥以三點二倍音速的速度持續飛行。直到幾十年後今天，黑鳥仍保持著使用空氣發動機的載人飛機的官方最快速度記錄。
J58照片中，可以清楚地看到有三個粗大的管子，它們一端連線在發動機壓氣機的位置、另外一端連線在發動機加力燃燒室,J58的另一側有同樣的三個管子,這六個粗大的管子叫渦輪旁路管道，它們起自J58的第四級與第五級壓氣機之間，終於渦輪後面、加力燃燒室之前。在活門的作用下，這些渦輪旁路通道使得J58得以在渦噴和衝壓發動機模式之間轉換。發動機上方的管路就是渦輪旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）。這個通道在第四級和第五級壓氣機之間與發動機通過內部排氣活門（Internal Bleed）連線、然後終止於加力燃燒室（Afterburner Section）。在內部排氣活門（Internal Bleed）後面的外部排氣活門（External Bleeds），其作用是調節渦輪旁路通道中的氣壓。
變循環噴氣發動機當黑鳥在低速飛行時，內部排氣活門關閉，壓氣中所有氣流進入主燃燒室，以典型的渦輪噴氣方式工作。
當黑鳥以三倍音速飛行時，內部排氣活門開啟，前四級壓氣機中的一部分氣流通過內部活門進入渦輪旁路通道，直接進入加力燃燒室。這些經前四級壓氣機壓縮的空氣在加力燃燒室中為加力燃燒室噴出的燃料提供燃燒的氧氣，從而使J58以壓氣機輔助衝壓發動機方式工作。
F-120
F120是美國空軍F-22先進戰術戰鬥機的候選發動機，GE公司編號為GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美國空軍和海軍在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列計畫的產物。
F120是一種能滿足先進戰術戰鬥機的高單位推力和部分功率狀態低耗油率相互矛盾要求的雙涵VCE，其基本結構是一台對轉渦輪的雙轉子渦扇發動機。低壓渦輪驅動兩級風扇，高壓渦輪驅動5級壓氣機（含CDFS）。兩個渦輪對轉，都是單級設計，無級間導向器。控制系統為三餘度多變數FADEC。
它能夠以單涵和雙涵模式工作。
在亞聲速巡航的低功率狀態，發動機以雙涵（渦扇）模式工作。被動作動旁路系統由第二級風扇和CDFS涵道之間的壓差打開，使更多的空氣進入外涵道，同時使風扇具有大的喘振裕度。此時，後VABI也打開，更多的外涵空氣引射進入主排氣流，使推力增大。
在超聲速巡航的高功率狀態，發動機以單涵（渦噴）模式工作。在此模式下，後VABI關小到使渦輪框架、加力燃燒室內襯和尾噴管內襯前後保持正的風扇冷卻氣流壓差。當後VABI關小時，外涵中的壓力增加，直到超過第二級風扇排氣壓力為止。在反壓作用下，旁路系統模式選擇活門關閉，迫使空氣進入核心機。有少量空氣從CDFS後引出，供加力燃燒室和噴管冷卻以及飛機引氣用。發動機順利進入渦噴模式。
F120的最終結構經過三個階段的發展。第一階段用XF120進行地面試驗，驗證了基本循環的靈活性、性能特性、渦輪溫度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量噴管的工作。第二階段用YF120進行飛行試驗。第三階段的F120吸取了XF120和YF120計畫的所有經驗教訓。YF120的流量比XF120的大，以滿足不斷增加的機體需求和噴管冷卻要求。重量和複雜性被減到最小，而保障性始終作為一個關鍵設計目標。在F-22的原型機試驗計畫中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飛行。它達到了重量、壽命、適用性和性能目標。它還達到或超過嚴格的最大不加力超聲速巡航推力目標。
F120自然是從XF120地面試驗和YF120飛行試驗成功的基礎上發展起來的。在F120上，用一個被動旁路系統代替了可調模式選擇活門。對葉輪機作了改進，以改善匹配特性和效率。控制系統簡化到了常規渦扇發動機的水平。因此，F120在戰鬥機發動機更低的複雜性的條件下具有固有的靈活性和優良的保障性。它為飛機提供了優良的速度、加速性、機動性和航程能力。
總的來說，F120與GE公司成功的F110系列相比，結構簡單得多，零件數少40%。
雖然F120在第四代戰鬥機的競爭中敗給常規的F119,但仍作為替換髮動機繼續研製。VCE也仍是IHPTET計畫的一項重要技術目標。
