下图是 ACE 技术的示意图：
图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-blade fan in outer bypass duct（外涵道叶片上风扇）；上方中间方块中的文字是：Variable stators modulare outer bypass flow（外涵道可变距叶片模块）；上方右侧方块中的文字是：Outer bypass flow passes through struts to central nozzle（外涵道气流通过支撑柱进入中心喷口）；下方左侧文字：Bypass duct with shut-off valve（中涵道活门处于关闭状态）；下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct（处于内涵道的高压转子风扇）；下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)（可变截面旁路隐射器 VABI）。
下面的另外一张图清晰地表示了 ACE 的结构：
图中表示一个 2-1-5-1-2 的三涵道总体布局。即两级低压转子风扇——单级高压转子风扇——五级高压压气机——单级高压涡轮——两级低压涡轮。
其中两级低压转子风扇的第二级风扇伸出了中涵道和内涵道而进入外涵道。
这个莫名其妙的三涵道结构如何使发动机超越 YF120 的变循环，实现从涡喷到较大涵道比涡扇的 ACE 适应性循环呢？
ACE 在近似涡喷模式和较大涵道比涡扇模式间的转换，非常值得谈的，有两个关键、一个细节、和一个感慨。
第一个关键是低压转子风扇后的涵道活门（下图中下方最左边方块所示）可以改变发动机的涵道比。低速时活门开启，低压转子风扇把大部分气流排放到涵道中而不进入核心机；高速时活门关闭，则相当部分气流进入核心机。这与 GE 变循环在原理上一样，但技术的进步会使 ACE 的这一段有大得多的变化范围。这个大得多的变化范围主要通过两方面实现：一是为驱动这两级低压转子风扇使用了两级低压涡轮而不是 GE 变循环中的单级低压涡轮，并且针对低压涡轮有我在下一篇文章中会说到的热端创新；二是低压转子风扇及其前、后的可变距静子叶片虽技术进步而可以通过前面说的两级低压涡轮和热端创新而提供的巨大功率变化而在大范围改变压比。关于可变距风扇/压气机导向叶片，已经在五六十年代的 J79 发动机上大量使用，并在诸如 F100、F119 等许多发动机上使用，是非常成熟并在继续发展的技术。
第二个关键是第二级低压转子风扇的外端，所谓外涵道叶片上风扇（上图中上方最左侧方块所示）。这个创新性的外风扇在低速时，可以通过前述两级低压涡轮提供的巨大功率、在可变距静子叶片的协助下以高压比工作，增加发动机的涵道比；在高速时，因为低压涡轮提供功率减小，外涵道叶片上风扇在可变距静子叶片的协助下以低压比工作，提供类似现有发动机的外廓气流的作用。
一个细节是高压转子风扇的进口导向叶片。请大家注意下图中高压转子风扇前面部分：
上图中高压转子风扇前面有一条斜线，这条斜线与前面一条上端截止于内涵道内壁、下端截止于高低压转子外廓德的纵线，构成了高压转子风扇的导向叶片。这个 叶片被用一条曲线代表的核心发动机外壁分隔成了位于上面的内涵道部分和位于下面的压气机部分。其中内涵道部分在上述斜线和纵线之间还有一条纵线，这条中间纵线和斜线的内涵道部分，构成了这个导向叶片的可动后缘。这个可动后缘与位于高压转子风扇后面的静子叶片（极可能也是可变距的）一道，调节高压转子风扇的压比，使其既在低速时与低压转子风扇一起实现为较大涵道比涡扇作贡献，又在高速时使发动机在极小涵道比的近似涡喷方式工作。
基于这个细节，我有一个感慨 。本来还有一个非常简便的方法调节内涵道，就是在内涵道后面加调节内涵道活门。这与 ACE 本来就有的中涵道活门是一个原理，区别就是内涵道活门不会象中涵道活门那样在高速时全部关闭，而是开一个小口使发动机在极低涵道比下工作。ACE 之所以不用这个简单的办法，应该是其开发者自信采用高压转子风扇前后的可调导向叶片足以产生同样的效果。因为这些导向叶片无法取消、无法被替代，所以取消了内涵道活门。这种不畏冒险的自信，已经使得 GE 输掉了 YF120 与 YF119 的竞争，却在 ACE 上依然如故，怎能不令我感慨！
一系列的技术创新正在围绕着 ACE 适应性循环而处于紧锣密鼓的开发之中。我仅就自己能理解的，谈一谈其中三个方面的创新。这些创新不一定都会实现，而且肯定在开发过程中会不断改进和完善，所以我下面谈的东西很可能与未来真正出现的下一代发动机会有不同。
第一个方面的创新是发动机热端在可调节涡轮上的创新。这个方面有两大关注点：可变距涡轮导向叶片和涡轮间燃烧器。
先说可变距涡轮导向叶片。如下图所示，ACE 继续使用在 F119 和 YF120 上开发出来的互相反转的双转子结构，并理所当然地取消了高压涡轮和低压涡轮之间的导向器：
对于这种在较大涵道比和极小涵道比之间大幅度转换的发动机而言，既然没有高低压涡轮之间的导向器，就极可能需要使高压涡轮导向叶片成为可变距的可调节形式。考虑到高压涡轮导向叶片需要承受刚刚从燃烧室喷出的高温高压燃气，将其做成可变距是非常大的技术挑战。（燃烧室是上图中红色的部分。）
另一个关注点是涡轮间燃烧器。
低压涡轮在较大涵道比状态需要通过燃气转换出巨大的功率带动低压转子风扇，从而为风扇气流做功；而在极小涵道比模式则需要仅仅从燃气中转换少量功率，从而使绝大多数燃气成为高能的喷气作为主要的飞行动力。如何实现如此巨大的功率变化呢？下图左下角的涡轮间燃烧技术（Inter-Turbine Burner）提供了一个办法：
图中的涡轮间导向叶器分别在叶片本身和基座开了沟槽。其中基座上的是富燃的环形涡状槽（Swirled Circumferential Cavity(Rich Burn)），叶片上是快速熄火的径向槽（Radial Cavity(Quick Quench)）。这个非常新颖的涡轮间燃烧器，当工作时，可以为低压涡轮提供巨大的功率，保证了发动机在较大涵道比工作；当不工作时，低压涡轮仅仅通过主燃烧室喷出的燃气以低功率运转，使得发动机在极小涵道比工作。