F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。

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。

F120是一种能满足先进战术战斗机的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，其基本结构是一台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，无级间导向器。

控制系统为三余度多变量FADEC。

它能够以单涵和双涵模式工作。

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进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。

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。

YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加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F-22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。

它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。

F120自然是从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GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。

虽然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也仍是IHPTET 计划的一项重要技术目标。