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B-1B既要高空高速飞行，又要低空亚音速突防，而高涵道比涡扇发动机是达到这一要求的必然选择。最终，美国空军选定了通用电气公司的F-101涡扇发动机。F101后来又派生出一系列改型。第一种改型是F101DFE，随后又派生出P110，装在F-14、F-15及F-16战斗机上。
发展概况
当AMSA项目开始实施时，配套发动机的研制工作也同时启动。1970年6月5日，研制合同签署，根据合同规定，通用电气公司将负责发展40台YF101-GE-100发动机，但在B-lA样机的数量减少后，发动机样机的生产数量也随之减少至27台。
新发动机的设计指标比较高，一台YF101的推力和两台B-52上的J79涡喷发动机的推力相当，而体积却比单台J79小30％。以巡航速度飞行时，YF101的耗油率比J79约降低25％，而且排烟量更小。
1971年6月，美国空军对F101进行了初始设计评审。同年10月，洛克韦尔国际公司开始全尺寸样机的制造。10月29日，通用电气公司开始对发动机核心机进行测试，比原计划提前了17天。1972年4月，首台发动机装配了加力燃烧室，并完成了90％转速试验。
1972年7月，YF101通过验收并交付给洛克韦尔国际公司。1974年3月22日，在成功完成额定状态预先飞行试验后不久，首台用于飞行试验的YF101交付。1974年5月中旬，其它3台用于B-1首架原型机的YF101交付。与此同时，用于同时启动所有4台发动机，以及向机载系统供电的辅助电源，也完成了性能测试。
F101可以说是美国历史上试验最充分的发动机。它实施了等效于1000小时的持续试验，进行了300小时的产品检验试验，包括大约200次起动及关机试验，440次推力变换试验。在300小时试验中，用于模拟爬升及地形跟随条件下的试验就有225小时，它等效于发动机经过200次连续飞行5小时的使用情况。
1977年6月，当卡特政府决定停止B-1A项目后，F101发动机的研制工作也被迫终止，但“连续工程发展”(CED)计划则一直持续到了1981年3月。此时，F101发动机已在四架B-1A原型机上飞行了大约7600小时。通过这些试验，发动机逐步成熟起来，零部件寿命不断扩展，采购及运行费用也得到降低。
功夫不负有心人。1981年12月，里根政府决定启动B-1B计划，发动机选用F101-102。除了耐久性和可操作性得到进一步提高以外，F101-102和F101-100几乎完全相同。另外，为提高发动机推力以满足B-1B的需要，要求提高F101-102的涡轮温度，因此其重量也略有增加。由于不再要求M2的最大速度，发动机进气道和喷管也进行了相应修改。
在F1O1-102的研制过程中，首次应用了“加速的任务试验”(AMT)方法，以进行产品检验。研制过程中，在F101-102上共进行了大约790小时的AMT，其中大部分都在最大推力状态，在最大推力状态又包括4713次加力燃烧室点火，830次低疲劳循环和9427次热循环，总的试验强度约相当于发动机运行10年所受载荷。1982年2月，上述试验完成。同年4月1日，通用电气公司拿到了总值18．2亿美元的生产合同。
1983年9月，大规模发展工作结束，首台FlO1-102发动机也于同月交付，并于1984年10月装在首架B-1B上进行了飞行试验。猛一看，F101-102和F101-100几乎完全相同，只是重了约180千克。另外，F101-102的可靠性也进一步提高，抗失速性能更好，耗油率也较F101-100降低3％～5％。
F101发动机
F101是一种双转子涡扇发动机，涵道比约为2，比此前研制的TF30和F100涡扇发动机要高得多。TF30装在F-14战斗机上，涵道比为0．9。F100装在F-15和F-16战斗机上，涵道比为0．7。F101的空气流量约为160千克／秒。FiOI-100和F101-102的尺寸完全相同，长4．60米，最大直径1．40米。F101-100净重约1814千克，F101-102约1996千克。两种型号的静推力相同，加力推力分别为75．6千牛和133．4千牛，F101-102的实际飞行性能也相对好一些。F101采用了模块化设计，这样有利于地面维护和修理。在F101上，设有许多探伤检查孔，通过这些小孔可以很方便地对压气机、燃烧室及涡轮，尤其是压气机和涡轮叶片的间隙进行探伤检查。
发动机短舱
发动机成对安装在翼根下的发动机短舱内。飞行试验证实，虽然位于同侧的两台发动机可能同时失效，使飞机两边的推力不平衡，但这不会带来很严重的控制问题。当因推力不平衡而产生偏航时，“自动飞行控制系统”(AFCS)会自动通过空气舵面进行补偿和纠正。B-1B甚至可以只借助一台发动机飞行，当然，此时必须进行应急空中放油，以将飞机重量减至可接受水平。
当飞机在地面受到突然攻击时，发动机的快速启动至关重要。一开始，曾考虑为B-1B配备外部电动起动机，但因易受电磁干扰而没有采用。传统的电源起动车会减弱飞机的“独立工作”能力，而且它不能保证飞机从危险区域快速“逃脱”。最后，在每个发动机短舱内配备了一个燃气涡轮辅助动力装置(APU)，每台发动机都通过一个传动轴及齿轮箱和A-PU相连。任何一台APU都可对任何一台发动机实施启动。
发动机还负责为液压及电子系统提供动力，以及引出部分空气供环控系统使用。和B-1A相比，B-1B的起动时间更短。在接到警报后，到达飞机登机梯的第一个机组人员将按下位于前起落架的一个开关，当全部机组人员都到达机座舱内指定位置后，左右两侧的APU已经启动起来，而且所有机载系统都已通电。此时，四台发动机就可以同时启动了。
燃油控制
B-1B最大机内载油量约为93吨。机内燃油分别装在8个机身油箱以及机翼和翼身融合体油箱内。这么多的燃油装在机身内随处晃动，如果不加以控制，必然会危及飞机的平衡。另外，变后掠翼的采用也加大了保持飞机重心平衡的难度。人们不应忘记，B-1A的第三架原型机就是因为重心失衡而坠毁的。
为解决这一问题，在B-1B上采用了“燃油和重心管理子系统”(FCGMS)，它通过专用泵使燃油在各油箱内有规则地流动，达到自动保持平衡的目的。它首先测量出各油箱中的燃油重量，并结合外挂物管理系统中的武器负载数据，起落架、襟翼和机翼的确切位置，M数、压力高度及飞机姿态等信息，计算出飞机的实际重心位置。接着，FCGMS将实际重心位置和储存的力臂数据进行对比，如发现已处于失衡状态，就通过关闭或打开阀门，将燃油泵入或泵出，推动燃油在各油箱内流动，直到最后达到平衡状态。通过通气管路子系统，可给各油箱内泵入氮气，使油箱内始终保持一定压力，另外，这也可将油箱内的爆炸性燃油蒸汽／空气混合物浓度控制在安全范围内。
B-1B有两个单独的主油箱，在每个里面都有两个升压泵和一个冷却燃油泵，它们分别将燃油输送到发动机和两个冷却燃油回路。在这个过程中，交叉供油活门使任一油箱内的燃油都可被输送到任意发动机。通过热交换的方式，冷却燃油回路可对附件传动机匣、航空电子设备舱、液压油系统及机上发电机实施温度调节。另外，燃油也被输送到每个发动机短舱内的APU，以使飞机在地面值班期间，APU及其冷却系统可以正常工作。在座舱内安装有燃油控制面板，在这里可通过人工方式对燃油流向进行控制。