В конце 70-ых годов компания SNECMA начала разрабатывать совершенно новые двигатели малых размеров, предназначенные для установки на истребители, совместно с программой под названием "Dextre" которая основывалась на двигателях с большими нагрузками на турбину, лопатки которой охлаждались воздухом. В 1980 году был испытан двигатель, у которого отношение тяга/вес было на 50% лучше, чем у двигателя Atar 9K50, а его тяга составляла от 75 до 85 кН (от 16860 до 19100 фунт). В наши дни планируется, что двигатель M88 выдаст тягу от 50 до 105 кН (от 11250 до 23600 фунт) используя при этом общую сердцевину, также такая сердцевина исследуется как основа для коммерческого турбовентиляторного двигателя CFM-XX.

В 1983 году компания Dassault начала создание истребителя Rafale как в версии для ВВС, так и для ВМС, первые прототипы были оборудованы двигателями GE F404. Компания SNECMA добилась полного финансирования разработок M88 в 1987 году, с тех пор двигатель M88-2 разрабатывался ко времени заказа и 15% по бюджету (исследования и разработка стоили 8,4 млрд. Французских франков, вложения в производство - 1,3 млрд.).

M88-2. Исходная модификация двигателя для всех версий самолета Rafale. Тяга на взлетном режиме 75,0 кН (16872 фунт), тяга на максимальном бесфорсажном режиме 50,0 кН (11250 фунт) . Сердцевина испытывалась при температуре 1700K в 1984-86 годах и при 1850K в 1986-89 годах. Сертификат FETT получен в феврале 1989 году, пенрвый испытательный полет (Rafale A, заменен лишь один двигатель F404) в феврале 1990 года. Общий налет 22 двигателей, находящихся на стадии разработки составил (январь 1996 год) 11300 часов, включая 3780 часов на испытательных полетах Rafalet. Первый заказ в декабре 1992 году. "Квалификация" 22 марта 1996 года. Производство первых 42 двигателей началось 16 апреля 1996 года. Первый двигатель поставлен в декабре 1996 года. Первая действующая эскадрилья Rafale (по расчетам SNECMA) в 1999 году. M88-2K. Версия для однодвигательного самолета, изначально - для южно-корейского KTX-2. Тяга на взлетном режиме 70 кН (15740 фунт). M88-3. Увеличенная первая ступень компрессора, созданная для повышения тяги на 20%. Новый компрессор низкого давления с увеличенным диаметром и более высокими показателями (разработан в соответствии с программой CENTOR). Тяга на взлетном режиме 88,3 кН (19841 фунт). Полная степень повышения давления 26. Сертификат FETT - в декабре 1996 года. Создан для установки на JAS 39.

Конструкция двигателя .Тип: двухвальный турбовентиляторный (двухконтурный турбореактивный) двигатель с форсажной камерой. Входное устройство: Титановое кольцо с противообледенительной системой и 15 закрепленными радиальными ВНА, каждый с изменяемой передней кромкой. Компрессор низкого давления: 3-хступенчатый, лопатки из титанового сплава. Разработан с учетом сложным маневров самолета. Канал вентилятора выполнен из композитного материала PMR15. Расход воздуха 65 кг (143,3 фунт)/сек. Степень двухконтурности 0,3. Компрессор высокого давления: 6-иступенчатый, с тремя изменяемыми статорами. Диски имеют металлонапыление. Степень повышения давления 24,0. Камера сгорания: Кольцевая (диаметр турбины больше диаметра компрессора высокого давления), множество форсунок, усовершенствованная система охлаждения и керамическое покрытие. Турбина высокого давления: Одноступенчатая, лопатки ротора охлаждаются воздухом, лопатки имеют металлонапыление. Температура входящих газов 1577ºC. Турбина низкого давления: одноступенчатая, лопатки ротора охлаждаются воздухом. Форсажная камера: Подача топлива осуществляется с радиальных форсунок, созданных для наибыстрого перехода в рабочий режим и с минимальным ИК излучением. Выходное устройство: Изменяемое, с 10 основными и второстепенными лепестками. Приводы: Отдельная коробка приводов, расположенная под компресором, работает от вала компрессора высокого давления. Система управления: FADEC, обеспечивает безопасность и возможность обслуживания на земле.