T―50的机体设计与动力系统

t-50采用常规气动布局（主翼+平尾+垂尾）、分离双发与突出尾锥设计，并应用隐身外形，因此看似苏-27与f-22的融合体。简言之，t-50相当于将苏-27的机腹中线空间包覆以形成弹舱，并采用大量隐身外形设计，因而与f-22有些许相似，但其外形是针对气动设计优化而非对隐身优化。

基本设计

气动外形与结构

翼面布局

t-50采用类似f-22的主翼与平尾共平面、平尾前缘少部份嵌入主翼后缘的设计，平尾外形类似苏-27所用者但后缘稍微前掠，与机体的连接方式类似苏-47。t-50的主翼构形类似f-22但后掠角略大（约53度），为后缘前掠的梯形翼，这种设计拥有较大的机翼弦长，因此即使机翼较厚，相对厚度（厚弦比）却较小，可以减少跨声速与超声速阻力，同时还拥有较大的机翼油箱。t-50拥有1对前缘襟翼，后缘则有1对襟副翼与1对副翼。根据其专利明书，副翼（外侧者）用于起降时的滚转控制，襟副翼（内侧者）用于起降增升与飞行时的滚转控制。

t-50的垂尾外倾（约25度）并采用全动式设计，是继美国yf-23以后又一型使用全动垂尾的有人战机，其优点是能以较小的垂尾面积达到较好的偏航控制力，并减少阻力与重量。全动垂尾在同步活动时能够增强机体的偏航控制能力，而在差动时则可作为减速板使用。

平尾与全动垂尾的制动机构均设置在垂尾基座（在t-50专利说明书上称其为“派龙架”）上，其具有若干优点：

1）垂尾内允许制动器拥有较大的力臂，从而减少制动器的负载，减轻重量：

2）制动机构可设置于此基座内，可不占用后机身空间，这样就比较容易安置大尺寸弹舱。这种垂尾、平尾共享基座的设计应是取自苏-27的设计经验：在t-10上平尾就采用具有较大力臂的制动器设计，因而其制动器具有额外的整流罩，后来在t-los上则出现将平尾制动器整合于垂尾基座的设计，可以减少表面积与阻力。

t-50的机背设计也相当酷似苏-27，不仅翼身融合而且还是能够提供升力的升力体设计，其机身有类似机翼的纵剖面，升力效果应非常优异，可优化其亚声速性能。

进气道设计

t-50的发动机与进气道采用了类似苏-27的分离式布局，连进气道外形都相当类似，进气道下方有百叶窗式辅助进气口，进气道两侧则有排气门，但进气口几何形状明显比苏-27复杂得多，既融合了隐身外形也有用于激波位置调整的可调斜板，能赋予其很好的超声速性能，同时可调斜板也保留了苏-27的多孔式排气设计。原型机右侧进气口的形状比较复杂，尺寸也比较大。进气口前上缘有可上下偏转的可动式导流板，在高迎角时能够进行整流从而提供更好的进气质量并延缓机身气流的分离，这样能够优化机身的亚声速升力性能，并在接近90度迎角时仍能提供低头力矩。影片显示该导流板可向下偏转数十度，与全动式前翼向下偏转的自由度相当。由以上各项可见，t-50的高迎角性能应相当优异。

从t-50专利说明书进一步看其设计优势

苏霍伊设计局已为t-50的机体设计申请专利，该专利于201 2年1月27日公开，专利号ru2440196c1。专利说明书透露出一些设计思想，并与f-22的设计进行了一些比较。

说明书中指出f-22的设计存下以下几项不足：

1）弯曲的进气道需要足够的长度来整流，重量较大：

2）紧靠的发动机设计使机体难以设计大尺寸弹舱，在低速时也难以获得足够的滚转与偏航控制力矩：

3）扁平的、上下活动的二维矢量喷口无法提供偏航矢量推力控制：

4）非全动的垂尾偏航控制能力有限，需要较大面积，并由此导致较大的重量与阻力：5）在矢量推力发生故障后，无法保证从失速后的迎角状态中改出。

在t-50上则改善了这些问题：

1）气动设计同时针对超声速与亚声速优化。其中主翼针对超声速优化，而亚声速性能则藉由具有机翼剖面的机身与进气道可动前缘来优化：

2）可动前缘在高迎角时向下偏转后，可以延缓气流在机身上的分离，提升其气动效率，相当于“升力机身的前缘襟翼”，同时又为进气道进行整流，因此能提供很好的亚声速升力性能：

3）进气道可动前缘向下偏转时，可减少在飞机重心之前的升力，从而产生额外的低头力矩，这样在接近90度迎角时仍能提供足够的低头力矩，确保在矢量推力发生故障的情况下仍能从失速后迎角中改出：

4）由于采用分离双发设计与矢量推力，因而具有偏航矢量推力控制能力与足够的控制力矩，此外也允许在机身设计大尺寸弹舱：

5）轴对称矢量推力喷口只能在一个平面上活动，但转轴分别外旋30度，因此能实现三维矢量推力控制。在两台发动机同步偏转时能提供俯仰控制，差动时能提供滚转与偏航控制，并可用气动控制面抵消发动机的滚转力矩而形成单纯的偏航矢量推力：

6）发动机采用稍微“内八”的设置，让飞机结构来遮蔽发动机，因此虽然不是弯曲进气道，但也能降低前半球的雷达反射信号：

7）发动机“内八”设置的同时，其推力轴向靠近飞机重心，这样在单台发动机失效后仍能对飞机进行较好控制。

弹舱布局

进气道间的部位被包覆起来形成2个纵列的主弹舱，并向后延伸至突出的尾锥，尾锥内可容纳后视雷达，减速伞施放口则设置在尾锥上方。发动机采用圆形截面的三维矢量推力喷口，尾锥与平尾内侧外形经修饰而不致影响矢量喷口的活动。

进气口外侧，由主翼前缘至进气道可动式整流板的过渡地带有一段高后掠区域，其具有激起涡流而提升高迎角升力性能的效果，f-22与中国的歼20也采用了类似设计。需注意的是，此部位下方有一凸起的小鼓包，应为小弹舱的位置，能配备“产品-760"等短程空空导弹，由于其位置突出于主翼前缘之外，因此短程导弹伸出后导引头视野将不会被主翼所遮蔽，是一种相当成熟的弹舱设计。t-50充分运用苏-27的机腹空间应该说是一件很自然的事情，因为几乎所有对苏-27稍有了解的人都会对该部位动脑筋。事实上，早在苏-27基本型尚未服役时苏霍伊设计局就开始打该部位的主意，曾计划在该处采用并列挂架挂载2枚r-27空空导弹、使用保形油箱与保形弹舱、或使用拥有保形挂架的保形油箱。原本认为在此处使用保形油箱或弹舱后可以减少全机表面积因而增大航程，但研究显示保形油箱对苏-27的压力分布影响较f-15更剧烈，因此其对苏-27的增程效果不如f-15明显，再加上当时认为苏-27的航程已经足够故没有继续进行保形油箱的研制，保形弹舱也遭遇类似命运。另一方面，按苏联时的研究，倘若苏-27在设计之初就将进气道再往外挪20厘米，其便可轻易并排挂载2枚翼展近1米的r-27空空导弹，这样的空间可说是相当巨大。因此可以想见，像t-50这样在设计之初就将机腹中线的空间设计为弹舱并加以优化，自然可以形成相当理想的大型弹舱，不但不占用本来的机内空间而且还有减少表面积而减阻的效果。

或许不少人会认为，t-50为何不干脆将机腹“整个填满”，使机体下方形成一个完整平面，像f-22与歼-20那样，从而换取更大的弹舱。但事实上在t-50的专利说明书上特别将“进气口下缘低于机身”列入专利保护项目，可见是经过特殊的考虑（编者注：t-50的“阶梯式”机腹设计之前一直被人们普遍认为是影响隐身的“败笔”之一，但现在看来，这显然是功力深厚的苏霍伊公司故意为之，所以“看不懂”有时并非意味“不合理”）。真实原因目

前虽不得而知，但可以想见，若将机腹整个填满，势必增加横截面积进而增加波阻，这样可能就要缩小上半部的横截面积，那机身针对亚声速的优化效果恐怕就不如现在这样优异了。

承袭苏-27的高效率起落架设计

t-50的起落架仍保持粗壮的俄式风格，可见其应该保有在半整备跑道起降的“传统需求”。主起落架位于进气道外侧，支撑点位于主结构上，收起后放入机身与进气道的交汇地带，此举能使粗壮起落架的舱室所造成的横截面积与表面积尽可能减小，并能由主结构吸收起降冲击，结构效率相当高，这也是苏-27所用的设计。鼻轮则采用类似苏-35的双小轮式设计，并如同苏-27系列一般有大倾斜度的辅助支撑架以将部分冲击“后送”至机身吸收。在苏-27家族上，该辅助支撑架收起时成为机腹中线结构的一部分，而t-50的辅助支撑架收起时成为鼻轮舱的一部分，由此反应出t-50继承了苏-27成熟高效的起落架结构设计。

滑盖式舱盖设计

前机身采用见棱见角的外形，是全机“最不流线”之处，座舱盖采用向后平移方式开启，根据弹射座椅测试的影片显示，这种舱盖可被快速向后炸开，而不像掀开式舱盖还要等气流将其吹开，因此这种滑盖式设计可能是为了进一步提高弹射救生的成功率。风挡前方照例安置了光电探测器，而座舱后方的球状突起则是主动光电防御系统。

其他可能的结构特点

本文提到"t-50相当于把苏-27的机腹中线空间包覆起来形成弹舱”仅是就外形而言，不代表其结构设计真的如此简单。在网络论坛上，许多人认为t-50机体看起来非常薄，中间却又纵列两个大型弹舱，结构要如何负载，甚至有人更极端地怀疑t-50根本无法设置弹舱。诚然，网络论坛的内容有时本来就很情绪化，但这的确反映出t-50外形给人的直观印象。

“t-50很薄”一部分是来自整体视觉效果，实际上中央翼厚度不不亚于甚至大于苏-27，可见结构并不像视觉效果那样弱。此外，由原型机照片可以发现，两个主弹舱被一个金属构件隔开，该金属构件与主起落架支撑点位于同一横截面上，可见应是主结构体的一部分。由此可见t-50的机腹并不是一个超大的空腔，反而是有一个金属结构体穿插在其中，若连中央翼部分也考虑进去，该结构体的厚度应相当于中央翼与弹舱厚度的综合，这是苏-27所无法达到的。由此观之，t-50在结构配置上不至于有“太单薄”的缺陷。

此外，从原型机未涂装照片可以看出，虽然t-50表面几乎都是复合材料，但主要承力部件为金属材料，据此可推测其结构设计哲学可能是以成熟的金属材料做主结构，辅以复合材料，算是颇为保守的设计。

综合以上，笔者认为t-50的结构分配颇为合理，在材料的选用上也是以成熟材料做骨干，结构强度上应不至于出现重大问题。这项结论并不是说t-50不可能出现结构问题，而是说其结构问题相对容易克服。就以近期波兰航空专家撰文指出t-50出现裂缝等结构问题来说，很多全新设计的飞机都容易遭遇结构问题，这除了可能是单纯的结构强度不够外，也可能是来自应力的集中或一些共振效应造成的结构发散。解决之道并非单纯依赖加强加重，例如在后两种状况中，可以藉由改变结构分配、重量分配或气动改进来克服，例如苏-27本来采用平直顶端的垂尾，必须额外加上配重棒来克服振动问题，后来改用顶端下削的设计后就不再需要配重棒，既解决了结构问题又减轻了重量。笔者认为，由于t-50的结构分配与用料应该颇为合理与保守，因此在结构问题的克服上可能会以改变结构分布和应力分布为主，不至于过分增重。

简评

整体而言，t-50主翼后掠角略大于f-22且稍微向后设置，进气道为可调式，可能有针对超声速优化的意图。宽体机身使得实际的机翼面积较小，这与较大的后掠角都不利于低速飞行，然而t-50的机身采用了显而易见的升力体设计，其进气道上方的机身部分宛如一片“贴在进气道上的机翼”，并且还设置有进气道可动前缘，因此可以产生相当于“升力机身+前缘

襟翼”的效果，从而优化亚声速下的升力表现。此外，可动导流板与辅助进气口、类翼前缘延伸结构、全动垂尾与三维矢量推力技术等都赋予t-50极好的高迎角性能，甚至能在矢量推力失效后由失速后迎角状态下改出。因此单就机体论，t-50的飞行性能可能在f-22之上。在推重比方面，t-50的空机推重比可能是所有四代机（包括f-22）中最高的，即使不开加力燃烧器，其亚声速性能也应该与f-22相当。唯独在超声速巡航方面，因复合材料比例较大，t-50应达不到f-22马赫数1.72的等级。复合材料的使用

原型机并未上漆，因此可轻易观测到其外层材料分布。t-50的表面采用了大量的复合材料，除了机身主结构（即所谓“中央翼”部分）、机翼与进气口前缘耐热段、制动器基座、垂尾主体为金属外，外壳基本上全部是由复合材料打造。若观察其上表面，则除了垂尾之外，几乎都是由复合材料构成。t-50的总设计师表示，复合材料占全机总重量的25%与表面积的70%。为t-50提供复合材料的npp technology（“科技”科学生产企业）总经理指出，t-50-1上几乎整个机身蒙皮与机翼蒙皮都是由复合材料制造，最初该公司共有18项产品，之后增加到22个，今后连尾部结构也将由复合材料制造。除了蒙皮外，npp technology也提供t-50的制动机构、机翼与机身材料等其他28个部件。

苏霍伊战机以前的复合材料使用经验

苏霍伊设计局与knaapo（共青城飞机制造厂）在复合材料的应用上其实具有很强的实力，1997年首飞的苏-47（s-37）表面超过90%为复合材料，其主要测试目的之一便是复合材料技术。苏-47的复合材料采用了先进的预成形技术，能先大量预制后再送至工厂加工，而不像当时主流的复合材料技术那样需要大量人工，因而大幅降低了生产成本并提高了可靠性，苏-47上最大一块的复合材料蒙皮达到了8平方米。苏霍伊公司总经理波戈相十分重视复合材料的研发，据报道其积极为复合材料产业与研究机构提供资金，目前进行中的最大的俄罗斯民航机计划ms-21的复合材料技术便源自苏霍伊公司。复合材料的使用除了有助减轻重量与减少rcs（雷达反射截面积）外，还减少了零件数。得益于复合材料的使用，t-50的零件数仅为苏-27的25%左右。

此外，苏-47还采用了“用于自适应（self-adaptive）与自卸载（self-dumping）设计的智能型复合材料”。这里所谓的“自适应”是指“依据飞行状况适应出高效率的外形”，例如让机翼任何时候都只弯曲而不扭曲，从而提升气动效率，这在前掠翼飞机上更可用来克服令人头疼的气动发散问题（指机翼扭曲过大而造成翼尖提早失速）。而所谓“自卸载”是用来避免应力长期堆积在某些部位而造成结构疲劳，这对于自适应结构这种应力位置不定的设计相当重要。可以说，“自卸载”设计是在为“自适应”设计背书。这种柔性自适应机翼也能提升传统机翼的性能：传统非前掠机翼的气动中心在机翼的重心之后，因此本该扭转的机翼被气流自然地压制回去，而显得“没有扭转”，这一方面表示气流产生向下压的力去克服扭转，使得升力比理想刚性机翼小。以往通常采用增强机翼刚性来解决问题。而有了自适应机翼后，可以让机翼本来就不扭转，这样便没有气动力被浪费在克服扭转上，升力表现更好，同时也因为不需要增强刚性而有助于减重。t-50的表面复合材料使用比例很高，未来应追踪其是否采用了这种智能型复合材料技术。

npp technology公司

有必要稍微认识一下为t-50提供复合材料的npp technology公司，其于1978年整合nll ts（科技玻璃研究院）与viam（俄罗斯航空材料研究院）旗下的部门成立，专门研制与生产非金属材料，包括玻璃纤维、陶瓷、碳纤维等复合材料。其还专长于大尺寸复合材料的自动化制造，为俄制“质子-m”（proton-m）、欧洲阿丽亚娜（ angara）等运载火箭提供碳纤维框架、整流罩等，其中碳纤维复合材料鼻锥除了能够显著降低重量（比金属或玻璃纤维制品降低28%～35%）外还能提供更大的载荷容积。许多俄制与国际合作的人造卫星上也都有该公司的复合材料产品，例如由18国合作、于2011年发射的radioastron（specter-r）无

线电天文望远镜卫星的大尺寸反射镜面（总口径10米）与其支架便是npptechnology提供的碳纤维复合材料制品。这种天文望远镜的部件除了要求具有相当高的精度外，也需要很低的热膨胀系数，npp technology提供的碳纤维支架与反射镜热膨胀系数分别不超0.3×10-3k-1与0.7×lo-3k-1，同时反射镜表面相对于设计值的加工误差不超过0.4平方毫米。这种低膨胀系数的复合材料也被用来取代昂贵的镍合金，来制造各种用来进行复合材料成形、接合与表面加工等的加工机床，能够降低机床自身成本（因为镍合金很贵），并能减少加工过程中的能量损耗，并拥有更适合复合材料加工过程的环境。这种技术目前能进行面积达30平方米的大块复合材料的高精度加工（表面误差不超过0.3毫米，满足蒙皮对气动力性能的需要），并能将制造成本与制程循环数减少降低至原来的50%；此外，npp technology也拥有碳纤维自动化铺设技术，苏-47的复合材料翼面便是其产品。t-50与苏-35bm座舱罩的纳米镀膜也由其负责制造，用于隔绝红外线与雷达波，前者可避免阳光照射下导致座舱过热，后者则能提升雷达隐身能力。

复合材料的高温安定性与t-50的超声速巡航性能

对于有超声速巡航需求的第四代战机而言，复合材料在高温下的安定性是其能否大规模运用的制约因素。运载火箭属于一次性消耗品，与需要多次使用的飞机不同，因此不能说制造得出火箭用复合材料就一定能制造出飞机用复合材料，但npp technology的碳纤维复合材料广泛用在各式运载火箭的鼻锥等高热部位在一定程度反应其碳纤维复合材料的热安定性很高。

npp technology的碳纤维复合材料的热安定性可以说是制约t-50巡航速度的关键因素之一。21世纪战机表面的复合材料比例往往是判断其速度的标志之一：一般来说，飞行速度越高，则基于冷却的需要，表面复合材料的比例越低。例如，在ef-2000与“阵风”中，ef-2000的飞行速度较高，其复合材料比例就低于“阵风”，而f-22为了追求马赫数1.7～1.8的巡航速度，原先设计的一些复合材料部件就被钛合金所取代。t-50的气动布局很类似三角翼设计，又有可调式进气道，理论上可以具有很高的超声速巡航速度，尤其是在装备推力类似f-119的第二阶段第四代发动机后，其巡航速度从理论上说能够超越f-22。然而.t-50表面有70%是复合材料，因此t-50能有多高的超声速巡航速度，主要取决于其表面复合材料的热稳定性能。viam研制的安全碳纤维复合材料

大比例复合材料相对于金属结构可以显著降低飞机重量以及rcs（雷达反射截面积），但其实有潜在的飞行安全隐患：当飞机遭受雷击时，碳纤维会导电，而且由于碳纤维的电阻比金属大很多，所以会大量吸收雷击的能量，从而可能导致结构损坏。因此为了安全，机体结构需要有够低的电阻。viam（俄罗斯航空材料研究院）便为t-50研制了一种碳纤维复合材料，具有很高的导电性与导热性，而且能在不使用金属网等传统抗雷击方法的情况下，让飞机抵抗雷击，且每平方米可节省300～500克的重量，同时也具有较小的rcs。

更先进的控制系统

t-50的控制系统被称为ksu-50。其整合所有与飞机控制相关的功能于一体，在控制逻辑上完全移除了机械装置，而仅将其用于执行控制命令。系统采用四余度设计，制动面有自己的计算机与传动装置，因此机械装置是在最后关头才执行控制命令的。苏霍伊公司总经理波戈相在2010年3月1日，时任俄罗斯总理普京视察该公司期间介绍了测试中的ksu-50。他指出ksu-50除了具有更高的可靠性外，在次系统出现故障时也能自动将控制任务切换给其他次系统，从而进一步提高了可靠性。此外，相比旧型号（未指出是用于苏-27的还是苏-35bm 的），其重量降低了30%。

在苏-35bm的ksu-35上已经采用了这种“大一统控制系统”的设计，该系统已能够支持超机动模式并早在2007年便在老苏-35的708号机上进行了飞行测试。同公司研制的超机动控制系统则早已在苏-30mki与米格-29 0vt上使用多年，因此t-50的控制系统看起来先进其

实却是一步一个脚印走出来的结果。ksu-50的高可靠性从t-50首飞时便大胆飞到27度迎角就可见一般。

类似地，发动机的控制也实现了全数字化，这样一来全机控制逻辑便完全实现了电子化，其可靠性与抗战损性（次系统出现故障时可由其他次系统接手其任务）都大幅提升，而在修改控制逻辑时也极为省时（以发动机为例，修改控制逻辑的时间由数个月缩减至数分钟）。但是，发动机仍保有一个平常并不使用的机械备份，使电子系统完全失灵时飞机仍能安全返回机场。

更简便的后勤

提升寿命与降低操作成本也是第四代战机的重要指标。因为以战时需求为主要考量标准，俄系武器的寿命是其传统弱点。苏-27基本型的最大寿命仅有2000小时或20年，而al-31f 基本型的寿命只有900小时，且每300小时需大修一次。苏-35bm的机体寿命则提升至6000小时或30年，发动机大修周期提升至1000小时（第一次1500小时）且寿命增至4000小时。从中也可以发现苏-35bm的寿命是以年飞200小时来计算的，为苏-27s标准的两倍，甚至超过欧美国家的平均训练时数。苏-35bm的寿命与大修周期其实已经达到了西方先进战机的水平。

第四代战机在发动机寿命与后勤成本上仍有进一步提升的空间，例如真正的第四代发动机在工厂完全掌握生产工艺的情况下，大修周期将延长至2000小时，之后甚至将达到4000小时，与机体齐平。此外在操作成本方面，苏-27每飞行小时的成本约10万美元，而第四代战机则计划降至每飞行小时1500美元。

“站着就能维修”也是新一代战机的特性。t-50高度较低，一般人的身高仅略低于机翼，因此这架重型飞机的航电维护、挂弹大多可以站着进行，相当方便。美制f-22也有此特性，但f-22的舱门更低，主弹舱挂弹就无法站着操作，而t-50却可以。此外，t-50的零件数只有苏-27的1/4，这也有利于减轻后勤压力。

t-50的尺寸与重量分析

t-50公开后官方至今未公开其尺寸与重量诸元，所有报导中的数据都是媒体自行推测的，因此数据相当混乱，包括俄罗斯媒体的报导亦然。最早流行的数据是机长约22米，空重约18.5吨，在一张t-50与苏-35ub并列而显得比较小的照片传出后，媒体报导的数据便修正为20.8米长，17.5吨重，甚至有人认为19.7米长，18吨重。但若参考苏-27家族的重量分布与mfi（多用途前线战斗机）的重量，以及pak-fa（前线空军未来航空系统）是“吨位小于苏-27的中型战机”的先天设定，可发现上述的重量数据都相当不合理。除了重量数据不合理外，上述空重搭配现有的推力15000千克力的发动机，则t-50的推重比甚至低于苏-35bm，但试飞员波戈丹对t-50的评价暗示该机的机动性比苏-35bm更好。

在被俄媒问及“是否会发展出第四代战机所独有的特技动作”时，波戈丹回答道：“当然，最主要是因为t-50有更大的翼面积与更多的控制面，再加上它具有更高的推重比。”在另一次访谈中他还指出，推力更大、阻力更小，确保不开加力燃烧室就能进行超声速巡航，运动性能至少超出20%～30%。以上两次访问的数据显示，t-50的飞行性能已在现有水平之上，而不是“为了隐身而增重、降低飞行性能”，但毕竟在这里都没有提到“推力更大、阻力更小、运动性更好”是以哪一型飞机为比较基准。然而在另一次访问中，他更准确地指出，就飞行特性而言t-50非常接近3++代的苏-35bm，但这已是不一样的飞机。它更好控制、机动性更强、推力更大，因此很容易爬升，盘旋动作也更容易实现，还具有雷达低可视性。

由此可见，t-50的推重比应不低于苏-35bm，空重应不超过17吨（这时搭配推力15000千克力的117发动机，其推重比为1.76，与苏-35bm几乎相同，因此17吨应是临界值）。以下依据笔者的研究进行t-50的重量分析。

网络数据的疑点

“机长22米，空重18.5吨”的数据可能是考虑到t-50具有强大的武器挂载能力而推测的。该数据在t-50明显小于苏-35ub的照片出现后已被推翻。但实际上，即使不看照片也可以发现该数据犯了一个根本性的错误：“22米长18.5吨重”已是比mfi更大更重的飞机，而pak-fa的前身sfi是“中型前线战斗机”，一开始的目的就是设计略小于苏-27的飞机，也因此才需要重新开发尺寸较小的发动机。要是t-50如此大而重，那发动机反而不是问题，直接把当年的al-41f拿去改进便可以了。稍后较流行的数据则下修为“机长20.8米，空重17.5吨”。根据照片，如果将主轮等尺寸当作已知值模拟，可发现t-50长度应在21米左右。根据苏霍伊授权zvezda模型公司发行的t-50模型推算其长度则为21.24米。然而，17.5吨的重量仍可能过大。就性质而言，t-50长度较苏-35bm更短，而内置弹舱结构则是增重因素，一消一长之下，即使以苏-35bm的材料建造其重量也应在苏-35bm的16.5吨上下，即使考虑t-50有着更为复杂的航电系统也不至于冲到17.5吨那么高。甚至考虑到t-50的复合材料比例达25%.其重量小于苏-35bm也很合理。在定量估计上，可以由mfi为基准比较后得出，也可由苏-27系列的重量对比得出。

由ivfi为比较样本估计t-50的重量

mfi空重18吨，其al-41f发动机每台约1.8吨，仅将之换成每台约1.38吨的al-41f1，便仅剩约17吨，考虑机身缩小，总重量应小于17吨。而mfi基于高速需求而使得结构重量的近30%为不锈钢，这一比例对目前战机来说高得夸张，若采用正常的不锈钢比例，而将剩余的不锈钢换成钛合金等轻金属或复合材料的话，再减少几百甚至上千千克的重量都有可能（钛合金的比重约是不锈钢的1/2，复合材料又是钛合金的1/2）。由此算来，t-50的空重与苏-35bm相当甚至更轻（这还未考虑t-50的航电系统应比mfi更轻）。

由苏-27为比较样本估计t-50的重量

现在，由苏-27家族的重量对比来进行分析。基本型苏-27s空重16300千克，其中航电重2500千克，发动机每台1530千克，换算得机体结构重10740千克。老苏-35空重18400千克，航电重4000千克，发动机重量相当，换算得结构重11340千克，比苏-27s增加600千克，这还是包括了前翼的结构增重。因此，以苏-27s的结构为基础，加上600千克的结构增重（用于提升载荷）以及2台al-41f1-s，则苏-35bm航电重仅需比苏-27s轻100千克便可达到设计值的16500千克空重。苏-35bm航电比苏-27s轻几百千克的可能性是很高的：拥有相当接近四代航电架构的苏-33ub就结构设计而言相比苏-33应该重了不少，但空重却相同，可见航电减重补偿了结构增重。苏-35bm仅光电系统就比苏-27s轻了100千克，整套ekvs-e 计算机仅相当于苏-27s上的几部子计算机重量，加上其系统大量数字化并且进行了整合设计，将比拥有大量模拟电路的苏-27s更轻巧，故航电总重轻200千克以上都有可能。这样，在维持16500千克的设计空重下，苏-35bm的结构可以增强不只600千克，而换取更大的重力负载极限或结构寿命。

了解了苏-27系列的重量分布后，我们可由苏-27s为出发点估算t-50的重量。相比苏-27s，t-50缩短但增胖且增加了内置弹舱。姑且假设长宽缩小所减少的重量被用在增胖与增加弹舱（即不改变重量），并假设结构增强以及保形前翼占去1000千克，再加上各约1400千克的发动机以及约2300千克的航电，求得空重约16840千克。需注意，这里假设的结构增重1000千克很可能过大，因为观察苏-27家族的重量演进，为了提升载荷而做的结构增强通常都在500千克左右（老苏-35即使增加前翼与增大垂尾，结构也才增加600千克），这样一来空重可能还不到16500千克。此外，这里的估计都是假设使用与苏-27家族相同的材料，但在t-50上实际用了相当高比例的复合材料，这又可能带来数百甚至上千千克的减重。如此推算，则t-50的真正空重甚至可能不到16吨。

以苏-35bm为比较样本估计t-50重量

现在，我们来更精确地计算航电需求以及复合材料的影响。在完整版的t-50上，部分航

电设备会比苏-35bm更先进从而实现进一步减重，例如完整四代设备上的无线电设备将统一设计，尽可能共享天线，这便可能减重。但另一方面.t-50的航电功能可能也更多，例如t-50的全机传感器数量会是苏-35bm的数倍，这又可能导致增重。一消一长之下即使增重后极限应不超过17吨，因为那已相当于拥有近30%不锈钢的米格1.44换装al-41f1后的重量。而在材料部分，碳纤维比重约为钛合金的50%.但这是单就碳纤维而言，实际上为了赋予碳纤维以刚性，必须添加树酯等材料，从而减少单位重量的强度。因此，在达到被取代的金属强度的前提下，重量不会减少到50%那么夸张。参考npp technology公司的若干种航空用碳纤维复合材料构件的数据，用于机翼与控制面等高负载部位的复合材料产品比所取代的金属制品轻20%。低负载部件如整流罩、尾端结构等则可减重约35%。现在假设减重幅度为20%，并且假设“被取代的金属”为钛合金。苏-27系列的钛合金应用比例超过40%，取40%计。现在假设将苏-35bm的半数钛合金更换为复合材料，则其空重将减至约1 5840千克，其中复合材料占16%.钛合金占20%。若将3/4的钛合金更换为复合材料，则空重约减至15500千克，复合材料约占25%，钛合金约占10%。

类似地，若按照苏-35bm的材料比例建造的t-50空重分别为17与17.5吨，则采用复合材料后分别降至16与16.5吨。由于按照苏-35bm材料建造的t-50再重也很难冲破17吨的大关，因此其空重在15.5～16吨的可能性很大。

从侧面指标看t-50重量

另一个虽不直接但具有参考价值的“佐证”是发动机推力与飞机空重的关系。双发第四代战机的一个“不成文”特性是接近2的空机推重比（总推力除以空重），例如f-22在1.7以上，mfi约1.94，换装新发动机的ef-2000（ej-230）与“阵风”（m-88-3）也在1.8～1.9或更高，苏-35bm为1.75。t-50的空重若在15.5～16.5吨，则单台发动机推力为15000千克力时，空机推重比在1.81～1.93，正好符合四代战机的“不成文指标”。t-50总设计师曾表示，虽然原型机的发动机并不是理想中的型号，但在推力与速度表现上“轻松地”实现了飞机的性能需求。而16吨级空重也正好符合pak-fa“尺寸与重量介于米格-29与苏-27之间”的原始设定。这些都可以间接支持t-50空重在16吨级的推论。另一个侧面指标是正常起飞重量与空重的比值。三代战机约是1.4，四代战机或是高比例复合材料的3+代战机如“阵风”、fla-18elf则约1.5。若按照许多网络数据所言，t-50的空重是17.5～18吨，正常起飞重量25吨，则其正常起飞重量与空重的比值只有1.38～1.42，仅相当于以金属结构为主的三代战机。由几乎是全金属的苏-35bm已达1.53来看，t-50若只有1.4左右着实不合理。

因此，由pak-fa的设计定位以及mfi、苏-27家族的数据“交叉会诊”后，基本上可以排除t-50空重在17吨以上的可能性，很可能在15.5～16吨，但不能忽略较乐观的15～15.5吨的可能性，我们可以取较宽的范围15～16.5吨以便后续分析。

在此补充一点，著名的俄罗斯网站paralay（许多关于pak-fa的资料出于此）所估计的t-50空重便由最早的1 8500千克（刚首飞时）修正至17500千克（t-50与苏-35ub并列照片公布后）到最近修正为15500千克，这是目前媒体上唯一符合pak-fa计划吨位设定的推测数据，可信度至少比前两者高。

内容积分析

t-50的长宽略小于苏-27，与苏-35ub并列时显得相当娇小，加上它又具有内置弹舱设计，因此容易给人产生容积很小的错觉。实际上，如果稍微了解一下苏-27的结构设计史，便不难发现t-50的容积甚至可能大于苏-27。

在视觉上，t-50比苏-35ub小得多主要是因为以下几个因素：

1） t-50垂尾比较小，起落架高度较低，因此显得低矮许多。起落架较低的一个原因是t-50进气道下并没有设计挂点，不像苏-27在进气道下还要携带r-27这样的大翼展导弹。上

述这些因素都使t-50显得低矮许多：

2）与前机身横截面接近圆筒的苏-27相比，t-50采用了“压扁”的设计，因此似乎较小。t-50看起来比苏-27小很多当然有一部分原因是可能真的比较小，但也有一部分原因是视觉因素，这也在一定程度上反应出其隐身设计的成果。

但体型小不代表内容积也一定小。事实上，苏-27最原始的设计（t-10）的长度仅有约19～20米，空重约14吨，其设定的飞行性能与航程等参数与现在的苏-27差不多。后来由于航电超重，于是大幅修改机身，使其足以容纳超重的航电。新修改后的苏-27长度增至21.94米，比原来多了约2米，但其他尺寸几乎不变，燃油储量也几乎不变（8900千克略增至9400千克）。简言之，苏-27多出来的2米前机身主要是用于容纳航电，与容积和酬载能力几乎无关。

目前的航电设备与苏-27时代相比更小更轻，因此t-50缩小缩短的前机身完全足以容纳所需的航电设备，因此t-50虽然长度更短、前机身更小但基本不影响燃油酬载能力。而内置弹舱设计凭直觉看来会占用空间，但t-50的弹舱相当于将苏-27的机腹中线空间包覆起来，两侧小弹舱也是外置保形舱的形式，都没有挤占内部空间。由此看来，t-50相当于裁掉苏-35bm用于容纳航电的部分前机身，而硕大的弹舱相当于直接将苏-35bm的机腹中线空间包覆而成，因此可以推测t-50的燃油容量不低于苏-35bm。甚至如果仔细观察t-50的中央翼（俄罗斯对升力体机身的称呼）的弧线，可以发现它有着比苏-27更明显的翼剖面曲线。在尺寸相当的机身上具有更明显的曲线表示其中央翼厚度不小于甚至大于苏-27，因此燃油可能还更多。试飞员波戈丹便指出，与苏-27相比，t-50尺寸更小，但所携带的燃油更多。若依本文估计，t-50的重量与苏-27相当甚至更低，这样燃油分率理论上很高。此外试飞员波戈丹还表示，t-50的飞行阻力更低、有更多的控制面与更成熟的气动布局，飞机更好控制航程也更大。有资料指出，t-50的亚声速航程达4300千米，可能并非空穴来风。

隐身设计

t-50隐身设计概览

苏霍伊设计局的上一款隐身战机――苏-47，其表面90%以上为复合材料，使用吸波涂料，并避免垂直交叉面、笔直进气道等“隐身大忌”后，使得该26米长、翼展16米的“庞然大物”拥有低至0.3平方米的rcs。当时俄罗斯得到“有人战机的rcs下限为0.3平方米”的结论，理由是苏-47缺乏天线罩与座舱罩等处的隐身处理，使得即使机身rcs进一步降低，座舱与天线罩等处也会使全机的rcs不低于0.3平方米。在这之后，苏霍伊公司与itpe（理论与应用电磁研究院）合作进行了一系列隐身技术的研究，并在数架老苏-35原型机上进行试验。这些技术包括飞机隐身外形的设计、选频天线罩以及座舱罩的隐身处理等。在座舱罩方面以等离子沉积法与磁控溅镀法交替铺设聚合物与金属膜以形成座舱盖，能阻止雷达波进入座舱并防止座舱内电子设备的电磁外泄。在天线罩与雷达天线之间采用低温等离子屏蔽，藉由等离子浓度的改变以控制允许通过的波段。而在外形设计上，苏霍伊公司已掌握考虑多种回波现象的复杂外形的rcs计算技术，可见苏-47的“遗憾”在t-50上已可以解决。

t-50引入了许多美式隐身设计理念，除了见棱见角的的机首外，其许多线条都尽可能平行以使反射波束集中到少数方向上，如进气道前上方可动前缘、主翼前缘以及平尾前缘便具有相同的掠角：可动导流板后缘与进气口前上缘有相同掠角：平尾后缘掠角与主翼后缘掠角相同：进气道侧壁外倾角度等于垂尾外倾角度：武器舱与鼻轮舱采用锯齿状复合材料舱门：空中受油管收纳后由锯齿状舱门进行遮蔽。襟翼与副翼的制动机构也采用了类似f-22的平滑整流罩。t-50-1上已可见到前视雷达稍微向上倾斜安置的设计，这样可避免正面射来的雷达波直接反射回去，而t-50-2的雷达罩基座更有不规则的锯齿状结构。

全动垂尾与三维矢量推力设计使小面积垂尾便能达到所需的偏航稳定性，t-50垂尾顶端到主翼水平面的垂直高度估计约2.5米，约只是苏-27垂尾的1/2。战机正面最大的

反射源是发动机风扇。虽然由仰视照片观之t-50的进气道看似笔直，然而实际上发动机略为上移且“内八”而构成不明显的s形进气道，而进气口的压缩结构与主轮舱也能在一定程度上遮蔽发动机，这些设计使得发动机正面的绝大部分面积都被遮蔽（约50%被机身遮蔽，剩余50%的大部份又被进气口压缩结构遮蔽），此时若对进气道进一步采用吸波涂料，则雷达波可能在里面的反射过程中消耗殆尽。进气道所用的吸波涂料技术难度将低于涂布于风扇者（因为对温度与应力的要求较低）。

座舱盖以磁控溅镀法在舱盖内侧镀上4―5层20纳米厚的“金一铟一锡”混合金属层，总膜厚80～90纳米，能够减少日照热量、紫外线对座舱内塑料制品的伤害、座舱内电子设备的电磁外泄以及rcs。

t-50的尾部设计不像f-22那样采用扁平喷口，这是两者最大的差异之一，也是看惯了f-22的人最“鄙视”t-50的一点。f-22的锯齿状扁平喷口设计能显著降低尾部rcs与红外信号特征，并提供较低的尾部阻力。然而，以t-50的分离双发设计若要采用扁平喷口，只怕尾部会更“胖”，阻力不见得更低。此外，f-22的设计虽然有较低的尾部阻力但发动机推力也会有所减少（据20世纪80年代中后期npo-saturn的研究，扁平喷口会使发动机推力减少14%～17%，目前则是减少5%～7%），一消一长之下，f-22的设计优势其实主要在于隐身一项。从另一个观点来看，倘若t-50采用f-22的并列双发与扁平喷口设计，则难以使用三维矢量推力、难以设置后视雷达与大型弹舱，因此t-50的设计应是权衡各项功能之后的平衡结果，而并非为了隐身而放弃一切。不过，npo-saturn（“留里卡一土星”科研生产联合体）确实有继续发展扁平喷口的四代发动机计划，推力损失预计降至2%～3%。另一方面，npo-saturn 前总设计师柴普金（v.chepkin）在201 1年被问及t-50最被抨击的尾部红外隐身问题时指出：“我们非常积极地降低发动机的雷达与红外特征，得到了胜过f-22两倍的成果（至少是就公开数据以及我所推测的）”。

相比苏-47，t-50拥有更严格的隐身外形设计，并采用了苏-47所没有的天线与座舱遮蔽技术，其rcs理应小于苏-47，并突破当时认定的0 3平方米下限。然而，2010年1月初，印度媒体报导军方于2009年底参观四代战机的消息时称，第四代战机的rcs为0.5平方米，是苏-30mki的20平方米的1/40。该数据竟大于苏-47甚至f/a-18e/f等低可视度战机，实属诡异。0.5平方米的rcs在现代雷达面前已经不能算“隐身”，倘若发展多年的t-50真的只有这等能耐，此数据应当被隐藏才是，没理由未首飞就放出来自砸招牌。不过，这可能与数据的选取标准有关，根据t-50总设计师达维登科的说法“苏-27与f-15的rcs约是12平方米，f-22是0.3～0.4平方米，t-50与f-22相当”。

不过，t-50在外形的隐身设计上的确不如f-22严格，种种细节显示t-50是针对气动性能与航电功能优化，而不像f-22那样主要针对隐身性能优化。例如，进气口前可调导流板与进气道下的百叶窗形辅助进气口等提升高迎角性能的措施便可能不利于隐身，而其对“各种边缘、缝隙尽量平行，交界处尽量锯齿化”的追求也不如f-22彻底，机炮口也并非完全隐藏。此外，t-50流畅的机背升力体构型很显然是针对气动力优化，其隐身性能应逊于f-22的机背。这种流畅的气动外形如果设计得好则针对x波段的rcs仍可能很低，但将难免有曲率半径在l波段雷达波长等级的表面，这将引发相应波段在此处发生与外形无关的绕射效应，不利于对预警机等雷达的隐身。机背的光电系统与机首的光电探测仪显然没有隐身外形设计，其rcs至少在0.1平方米，仅由此便可判断单就外形论，t-50的rcs不可能低至f-22的等级。

maks 2011上公布的第四代光电系统101ks由前视光电探测器、分布式探测器、对地光电吊舱、主动光电防御系统组成。其中，分布式探测器采用类似美制f-35的das的隐身设计，对地光电吊舱也具有棱角分明的外形，这些都是着眼于隐身的设计。但前视光电探测器与主动光电防御系统都有不利于隐身的球状外形。除非以后更改形状或采用伸缩设计，否则101ks

系统其实就从侧面反映出t-50不那么计较的隐身设计。研究美国隐身战机的人习惯性认为这是t-50的缺点，但如果考虑全机的作战性能，这又未必是缺点：t-50依靠很强的防御能力来提升生存性，隐身就可以不用那么彻底，这样就可以节省下采用彻底隐身处理所带来的高成本与高维护费用。

提高t-50隐身性能的解决之道，除了可以改进以上缺陷使其更接近美式隐身战机外（当然这可能要以牺牲气动效率为代价），也可以是简单地使用雷达吸波涂料，有俄罗斯报导指出“若使用纳米结构的超级吸波涂料，则不一定靠外形也可造出隐身战机”。

另一个机身对长波隐身的问题，其解决方法则是据称于2005年通过国家级试验的等离子隐身系统。该系统以电子束产生等离子，覆盖在表面上，电磁波照射等离子后，一部分被吸收，然后在特殊机制下趋向表面行进，可让反射信号降低至约1/100。在实验室模拟10000～13000米高空的情况下对10厘米波长吸收率达20db（反射信号降至1/100）。对于t-50这样引入隐身外形设计的飞机而言，飞机本身对x波段或更短波段的rcs应已足够低，此时若在机身表面使用针对l波段或更长波段隐形的等离子，则可令战机同时对x波段与长波隐形。凯尔迪什（keldysh）研究院研制的等离子隐身系统耗电5～50千瓦，该功率若用于制造足以覆盖机身、大面积且对x波段隐形的等离子可能会有使用限制，但用于l波段或更长波段则整机使用都游刃有余。而对于t-50这种大多部位都可以对x波段隐形的战机而言，可在更小的局部使用对x波段隐形的等离子，可行性相当高，并且没有吸波涂料可靠性与后勤问题的顾虑，日后相当值得注意此系统的应用情况。t-50进气道隐身设计详论t-50公开后，很多讨论都聚焦在其进气道的隐身设计上，因为进气道对正面rcs“贡献”极大。最初部分想象图认为其发动机靠上安装使得进气道必须向上弯曲，因此遮蔽效果极佳。然而之后出现发动机叶片被清楚拍到的照片，该照片被认为是t-50进气道设计失败的证据。但早在为苏-35bm进行隐身性能提升的阶段（早于2003年），苏霍伊设计局与itpe（理论与应用电磁研究院）便已掌握进气道rcs的计算技术，不至于犯下那些负面评论所认为的愚蠢错误。

t-50的发动机舱虽然靠上设置，但辅助动力单元等设于发动机上方【注3】，因此发动机进气口略为下倾，故并没有原先设想的向上弯曲进气道，这使得发动机风扇约有略超过50%位于主翼平面下方，即没有被机背结构遮蔽。但发动机采用“内八”配置，因此有一部分又被机身遮蔽，这样一来正面只能看到约25%的风扇。另一方面，进气口内侧装有形状奇异的小鼓包，其上半部能适应可调斜板的活动，下半部则以相当复杂的棱角几何外形与进气道壁融和【注4】这凸起的鼓包又遮蔽了前述25%中的一部分面积。而在超声速飞行时。可调斜板放下，正面便几乎看不到发动机。

【注3】：时任俄罗斯总理普京一行人视察t-50期间的照片显示，t-50发动机前上方的机背部分有辅助动力单元的进气口。

【注4】：t-50的进气口外形非常复杂，但又使用了可调斜板，这使得进气道上半部为了适应可调斜板的活动必须采用传统设计（上壁与侧壁彼此垂直）。可能正是为了将进气道上半部与复杂外形的下半部融合，而在进气道内壁设计了这个鼓包。该鼓包不像f-35的dsi进气道（无附面层隔道超声速进气道）那样采用流线形设计，而是有着见棱见角的外形，应是基于隐身与超声速的综合考虑。

其实只有少数方向能直视t-50的发动机

了解这样的进气道设计后，不难想象要清楚看到发动机正面的唯一方法便是从机身斜前下方仰望，此时视线便可直通稍微内收的进气道、机背结构也无法遮蔽。那些清楚拍摄到发动机叶片的照片正是从这些角度拍摄的，而且是在可调斜板没有放下时拍摄的。这种在特定范围内暴露发动机的现象并不能完全归因于设计失败，即使是隐身设计相当为人称道的yf-23，也是在斜前下方某个角度可以清楚见到发动机叶片。要解决这种问题，可以在进气道

内设置额外屏蔽（但这多少会牺牲气动性能），当然如果只在极小范围会暴露，甚至可以不用去管，这样便可以在具有堪用隐身性能的情况下优化气动效率。但以上只是对t-50较为悲观的估计，事实上可调斜板放下后，约遮蔽了50%的进气道横截面，但进气道下缘超前于放下的斜板末端（两者不在同一横截面上），从而又遮挡了一部分仰视观察者的视线，使一些本来可以仰视到发动机的方向的视线又会被斜板与进气道下沿遮蔽，以至于能清楚看到发动机的角度范围进一步缩小或几乎没有。

虽不完美但很均衡

由进气道隐身设计可间接推估设计时的折衷考虑：原型机上采用这种没有屏蔽也没有大幅弯曲的进气道搭配可调斜板的设计，可以如传统进气道那样兼顾亚声速与超声速气动效率。亚声速时，斜板收起使得遮蔽效果较差：超声速时，斜板放下则拥有极佳的遮蔽效果。对于这种可以进行超声速巡航的飞机而言，亚声速模式可能用在长程飞行或作战的初始阶段，此阶段离敌方较远，突发性较低，只要战情收集充分便可采用特殊飞行路径以rcs较低的方向面对敌方，此时问题不大。而在作战阶段则进入超声速而放下斜板，此时极佳的遮蔽效果刚好派上用场。

未来可能使用进气道屏蔽

当然也不能排除未来进一步使用屏蔽的可能性，那样则t-50将具有更佳的隐身性能。特别是日后使用真正的第四代发动机后，发动机应会更短，从而有更多空间来使用屏蔽。俄罗斯网络论坛上传出在t-50-3号机上将开始使用可调式屏蔽并出现该屏蔽的3d示意动画。该屏蔽由柔性复合材料构成，迎风一端固定安置，后端外环则可旋转。藉由后端外环的旋转，屏蔽叶片可以完全笔直而不影响气流进而优化推力表现，也可弯曲而进入隐身状态。若这种屏蔽成真，无疑又将是一种伟大的创举：比s形进气道能节省更多空间与横截面积（例如t-50若将辅助动力单元设置在发动机下方，便会形成向上弯曲的s形进气道，但这样一来机背本可以设置油箱的空间便被占用了，而采用现有设计则机背油箱空间几乎不受影响），而与固定外形屏蔽相比则在必要时拥有更佳的推力表现。这种网络消息仍待日后证实，但就理论而言这种屏蔽是完全可以用现有材料实现的：以现有的碳纤维复合材料为例，其本来就是相当柔软的，通常要添加树脂以增强其刚性而用于结构体。由于屏蔽几乎没有负担应力的需求，因此本来就可以做得相当柔软，因此这种柔性可调屏蔽的实现可能性相当高。

一开始不装备屏蔽除了可能是要完善屏蔽的设计外，也可能是先测试在没有屏蔽情况下的隐身能力与推力表现，之后再与有屏蔽的情况作对比。西方隐身进气道皆未采用可调斜板，若不采用大幅弯曲的s形进气道且不用屏蔽，便几乎没有隐身能力，因此自然就不会有4比较使用屏蔽前后的隐身性能”的必要。而对t-50而言这种对比试验是很合乎逻辑的：屏蔽可视为调整外销型t-50隐身性能的要素。据以上分析，t-50即使在不采用屏蔽的情况下也已在主要作战模式下具有很好的进气道隐身性，本身已具备外销竞争力，同时也因为隐身性具有一点缺陷因此政治顾虑反而较低。对于俄军、关系较友好的客户或在日后各国战机日趋先进以至t-50不配备屏蔽便失去竞争力的情况下，可以再增加屏蔽以完善其隐身能力。

发动机

t-50原型机搭载的发动机是2010年1月21日才首飞的al-41f1，这是与之搭配的第一阶段第四代发动机，而不是早前许多媒体所说的只是将苏-35bm的al-41f1-s拿来代用。al-41f1将用在原型机与初始量产型上，至于真正量身打造的第二阶段第四代发动机可能有“产品30”与“产品129”。al-41f1

al-41f1（izdeliye-ll 7）是在al-31f的基础上大改而成的第四代发动机，与al-31f 相比有80%为新组件，包括932毫米风扇、高压压缩机、燃烧室、涡轮、控制系统等皆为新品，可视为一款全新发动机。其加力推力提升至15000千克力，军用推力9500千克力，重量约1380千克（比al-31f轻1 50千克），能确保飞机具有超声速巡航能力。该发动机耗油率

小于al-31f，寿命方面因推力较大，因此技术需求上略低于al-41f1-s，大修周期设定在750小时。al-41f1整合了三维矢量推力技术。t-50原型机使用al-31fp的矢量喷口，系由两个转轴外旋30度的二维矢量喷口搭配出三维操纵能力。

al-41f1采用无机械备份全权限数字控制系统，液压机械设备仅扮演执行者的角色而不介入控制逻辑，这使得改变发动机控制演算规则所需的时间由过去的数个月缩短至几分钟，甚至不必卸下发动机即可完成。这种控制系统已是第二阶段四代发动机的控制系统的雏型，届时可直接转嫁。类似的全数字控制系统也已用于mmpp salyut研发的al-31f-m3上。但al-41f1保留了一个独立的机械装置（俄原文称为“离心式调节器”），确保在所有电子系统失灵的情况（如核爆环境）下发动机仍能以低功率输出让飞机返回机场。

为了能在高海拔、高空、无地面设备支持的情况下起动发动机，al-41f1被要求能够在无氧环境下起动，为此在燃烧室与加力燃烧室装设了特殊的bpp-220-1k等离子点火装置，其能够在燃油供给的同时点燃等离子以助燃。bpp-220-1k由uapo（乌法联动装置生产集团）生产，能为使用汽油、柴油乃至气体燃料的发动机进行点火，寿命20年，第一次大修周期4000小时或1300次，也配备于苏-35bm的al-41f1-s上。据t-50总设计师透露，现有的al-41f1在推力与速度表现上已能轻易实现飞机的性能指标，唯耗油率、发动机自身推重比、结构简易性等方面仍不属于理想中的四代发动机。

“产品30”与“产品129”

第二阶段四代发动机将是全新的，由以npo-saturn（“留里卡一土星”科研生产联合体）为首的odk（联合发动机公司）团队与mmpp salyut（莫斯科礼炮机械制造生产公司）以约各占一半的比例合作研发。关于第二阶段发动机的具体性能至今没有公开，只知道npo-saturn 有两种第四代发动机方案：“产品30”与“产品129”。

2011年5月，《今日俄罗斯》杂志刊登的npo-saturn技术大佬（前总设计师，现任副总设计师）柴普金的访谈指出.事实上目前有两种四代发动机，第二种目前暂称为“型号30”，已在t-50上进行飞行试验，其性能参数比“117”好15%～25%。以117发动机的推力15000千克力计算，其所说的发动机推力可能在17000～18750千克力。

另一个npo-saturn的四代发动机是“产品129”，比起“产品30”，该型号的曝光率更高，也更早被媒体批露。npo-saturn的总设计师史莫金（yuri shmotin）在2011年9月表示，这款发动机独一无二的地方是它的大口径整体式转子，其在工作点以外的条件效率也很高。他还表示，“产品129”还在优化中，未来将采用扁平喷口以提升隐身性。稍早俄媒的报导指出，“产品129”的军用推力约11000千克力，加力推力约18000千克力。

姑且不管最终的四代发动机是“产品30”还是“产品129”，根据近年tsiam（中央航空发动机研究院）与发动机厂商的研究成果推测，第二阶段四代发动机可能采用2～3级风扇、5～6级高压压缩机、高低压涡轮各1级的布局（2-5-1-1或3-6-1-1布局），总压比35～40，涡轮前温度至少在1900～200ck甚至可能达到2100k，推重比可能在12～12.5或14～15.并且可能采用变旁通比技术。2011年4月，npo-saturn已宣布四代发动机进度超过预期，预计将在2015年开发完成。