不过YF120在涡喷状态时，高压压气机后的引气活门关闭，但风扇后引出的可调外涵道并不完全关闭，而是维持一股很小的气流。这是十足通用电气特色的“漏气涡喷”。这时外涵道气流不产生实质性的推力，只是用于冷却核心发动机的机匣。通用电气YJ101就是这样一种“漏气涡喷”，由YJ101发展而来的F404也保持了这个特色。

　　通用电气YF120的具体技术指标一直没有公布过，但一般认为推力、油耗等关键性能优于普拉特·惠特尼YF119，但技术上过于超前，风险较大。据试飞员说，在空中加油试验中，YF120的最低推力还是偏大，只能关掉一台发动机，使用单台发动机维持飞行，这说明YF120的成熟性和好用性还有一定的距离。为了控制ATF的风险，美国空军没有选用YF120是正确的，但变循环对未来战斗机发动机的作用是显而易见的。新一代发动机研究已经超过了变循环，而是进入自适应的层次。也就是说，除了涡喷、涡扇工作循环可变外，还能进一步自动对工作环境进行适应。美国空军研究实验室（简称AFRL）与工业界合作，通过自适应循环发动机（简称ACE）、自适应灵活发动机技术（简称ADVENT）、自适应发动机技术研发（AETD）等研究计划逐步推动自适应发动机的研发，使之成熟化。现在正在进入自适应发动机技术转移计划（简称AETP），将累积成果固化成F135一级的发动机。

F119发动机的剖视图

F119在结构上要简单很多

YF120设计先进但结构复杂，图中可看到发动机在亚音速模式和超音速模式中的不同工作状态

YF120是第一台变循环的战斗机发动机

YF120有两组旁路活门

第三涵道的意义

　　YF120采用变循环，ACE、ADVENT、AETD以来的自适应发动机也采用了类似的变循环结构，但这只是下一代战斗机发动机核心技术的一部分，另外两部分是三涵道结构和先进的陶瓷基复合材料。

　　三涵道是自适应的关键。在三涵道结构中，内涵道和外涵道对应于传统的涡扇发动机或者YF120那样的变循环涡扇-涡喷发动机。对于常规涡扇的情况，内外涵道的涵道比是固定的，对于变循环情况，外涵道的旁通流量由活门控制，涵道比可变。但外涵道之外的第三涵道则是独特的，常规涡扇发动机没有相应的结构。

　　与涡扇或者变循环的外涵道不同，第三涵道并不直接提供推力，但整个推进系统的推力不光来自发动机，还来自进气道。在低速飞行时，发动机进气加压基本上完全由风扇和压气机提供；但在高速飞行时，空气动压本身就提供了相当大的压缩，风扇与压气机所需出力大大减小。在超音速飞行时，进气道还要提供足够的减速，使得超音速气流减速到亚音速（典型为M0.5-0.6）气流，因为风扇和压气机只能在亚音速条件下工作，燃烧室也只能在亚音速条件下工作，高温高压燃气是靠收敛-扩散喷管加速到超音速的。另外，进气道喉道处如果气流速度正好在音速的话，形成的激波像石墙一样，要造成进气梗塞，必须通过背压控制进气道内的激波位置，避免出现这个问题。由于这些高度不同的工作条件，进气道设计成为超音速飞行的一个难题，通常使用可调进气道来解决超音速进气时激波波系控制问题，还要有辅助进气、放气活门来解决低速时的额外进气和高速时泄放过度进气的问题。

　　辅助进气、放气活门的设计不是太大的难点，除了本身的阻力、重量外，还在结构上要留出辅助流道的空间，这是额外的重量和无效空间。更大的问题在于可调进气道。可调进气道有很多种类，常见的采用矩形或者带圆锥的环形（两侧进气时则为带半锥的半环形）进气口，前者的典型代表有F-15和苏-27，后者的典型代表有米格-21和F-104。但可调进气道重量大，结构复杂，而且不利于隐身。F-22采用斜切菱形但是固定的加莱特进气口，F-35采用复杂曲面但同样固定的蚌壳形进气口，两者都只能针对设计巡航速度优化，在其他速度下进气损失难以避免。固定式皮托管进气口更是把F-16的最大速度限制在M2.0。米格-21和F-104用低得多的推重比实现了和F-15、F-22相当的最大速度，而高于F-16，部分原因就在于为最大速度而优化的进气道。换句话说，进气道减阻可以等效为推进系统增推。

　　可大幅度调节流量的第三涵道可以用固定进气口实现可调进气道的功能，同时解决了辅助进气、放气活门的问题，避免了结构重量和隐身方面的问题。第三涵道的气流不进入核心发动机，不影响发动机的正常工作。但通过增加和降低背压，可以控制进气道内激波位置，实现可调进气道的功能。增加和减少第三涵道的旁通流量更是直接取代了辅助进气、放气活门的作用。第三涵道还可以解决进气口边界层分离的问题。边界层是空气粘性吸附在进气口前方机体壁面造成的进气速度分布不均匀的现象，传统上用分离板将进气迎面“剖开”，呆滞的边界层从特定的泄流道流散回到环境大气，“干净”的进气进入进气道。这不仅造成额外阻力，也对前向隐身不利。F-35进气口的蚌壳状鼓包把边界层劈开，利用空气动压将其顶到进气口唇口之外，取消了传统的分离板，不仅改善了隐身，减轻了重量，降低了阻力，还与进气道设计有机整合，在给定工况下提高了总压恢复。但第三涵道通过抽吸拉动边界层，或者说向呆滞的边界层注入能量，在相当程度上可以解决边界层分离问题，与蚌壳装鼓包一体化设计的话，可以大大拓展总压恢复的高效范围，提高等效增推效果。

　　第三涵道还有热量管理上的作用。第三涵道气流加压较小，温度较低（在通用电气ADVENT的试验中，第三涵道气温比外涵道下降65摄氏度），而流量充足。第三涵道气流可以直接用于冷却，或者通过换热器使压气机气流降温后用于冷却。较低温度的冷却气流对发动机热端部件气冷降温有利，可以容许热端部件工作温度提高，提高热工效率，或者用较小的冷却气流流量达到同样的降温效果，减轻热端部件。另外，隐身飞机不容许机体上任意开口，造成系统散热的极大困扰，现有的用燃油作为冷源的做法限制了最低燃油容量（对于F-35来说这是20%的机内燃油容量），否则可能造成系统过热当机。第三涵道气流是理想的冷源，而且不干扰核心发动机的工作，适合于提供充足的冷却容量。