T-50采用常規(guī)氣動(dòng)布局（主翼+平尾+垂尾）、分離雙發(fā)與突出尾錐設(shè)計(jì)，并應(yīng)用隱身外形，因此看似蘇-27與F-22的融合體。簡(jiǎn)言之，T-50相當(dāng)于將蘇-27的機(jī)腹中線空間包覆以形成彈艙，并采用大量隱身外形設(shè)計(jì)，因而與F-22有些許相似，但其外形是針對(duì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化而非對(duì)隱身優(yōu)化。

基本設(shè)計(jì)

氣動(dòng)外形與結(jié)構(gòu)

翼面布局

T-50采用類似F-22的主翼與平尾共平面、平尾前緣少部份嵌入主翼后緣的設(shè)計(jì)，平尾外形類似蘇-27所用者但后緣稍微前掠，與機(jī)體的連接方式類似蘇-47。T-50的主翼構(gòu)形類似F-22但后掠角略大（約53度），為后緣前掠的梯形翼，這種設(shè)計(jì)擁有較大的機(jī)翼弦長(zhǎng)，因此即使機(jī)翼較厚，相對(duì)厚度（厚弦比）卻較小，可以減少跨聲速與超聲速阻力，同時(shí)還擁有較大的機(jī)翼油箱。T-50擁有1對(duì)前緣襟翼，后緣則有1對(duì)襟副翼與1對(duì)副翼。根據(jù)其專利明書，副翼（外側(cè)者）用于起降時(shí)的滾轉(zhuǎn)控制，襟副翼（內(nèi)側(cè)者）用于起降增升與飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)控制。

T-50的垂尾外傾（約25度）并采用全動(dòng)式設(shè)計(jì)，是繼美國(guó)YF-23以后又一型使用全動(dòng)垂尾的有人戰(zhàn)機(jī)，其優(yōu)點(diǎn)是能以較小的垂尾面積達(dá)到較好的偏航控制力，并減少阻力與重量。全動(dòng)垂尾在同步活動(dòng)時(shí)能夠增強(qiáng)機(jī)體的偏航控制能力，而在差動(dòng)時(shí)則可作為減速板使用。

平尾與全動(dòng)垂尾的制動(dòng)機(jī)構(gòu)均設(shè)置在垂尾基座（在T-50專利說(shuō)明書上稱其為“派龍架”）上，其具有若干優(yōu)點(diǎn)：

1）垂尾內(nèi)允許制動(dòng)器擁有較大的力臂，從而減少制動(dòng)器的負(fù)載，減輕重量：

2）制動(dòng)機(jī)構(gòu)可設(shè)置于此基座內(nèi)，可不占用后機(jī)身空間，這樣就比較容易安置大尺寸彈艙。這種垂尾、平尾共享基座的設(shè)計(jì)應(yīng)是取自蘇-27的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)：在T-10上平尾就采用具有較大力臂的制動(dòng)器設(shè)計(jì)，因而其制動(dòng)器具有額外的整流罩，后來(lái)在T-lOS上則出現(xiàn)將平尾制動(dòng)器整合于垂尾基座的設(shè)計(jì)，可以減少表面積與阻力。

T-50的機(jī)背設(shè)計(jì)也相當(dāng)酷似蘇-27，不僅翼身融合而且還是能夠提供升力的升力體設(shè)計(jì)，其機(jī)身有類似機(jī)翼的縱剖面，升力效果應(yīng)非常優(yōu)異，可優(yōu)化其亞聲速性能。

進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

T-50的發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道采用了類似蘇-27的分離式布局，連進(jìn)氣道外形都相當(dāng)類似，進(jìn)氣道下方有百葉窗式輔助進(jìn)氣口，進(jìn)氣道兩側(cè)則有排氣門，但進(jìn)氣口幾何形狀明顯比蘇-27復(fù)雜得多，既融合了隱身外形也有用于激波位置調(diào)整的可調(diào)斜板，能賦予其很好的超聲速性能，同時(shí)可調(diào)斜板也保留了蘇-27的多孔式排氣設(shè)計(jì)。原型機(jī)右側(cè)進(jìn)氣口的形狀比較復(fù)雜，尺寸也比較大。進(jìn)氣口前上緣有可上下偏轉(zhuǎn)的可動(dòng)式導(dǎo)流板，在高迎角時(shí)能夠進(jìn)行整流從而提供更好的進(jìn)氣質(zhì)量并延緩機(jī)身氣流的分離，這樣能夠優(yōu)化機(jī)身的亞聲速升力性能，并在接近90度迎角時(shí)仍能提供低頭力矩。影片顯示該導(dǎo)流板可向下偏轉(zhuǎn)數(shù)十度，與全動(dòng)式前翼向下偏轉(zhuǎn)的自由度相當(dāng)。由以上各項(xiàng)可見(jiàn)，T-50的高迎角性能應(yīng)相當(dāng)優(yōu)異。

從T-50專利說(shuō)明書進(jìn)一步看其設(shè)計(jì)優(yōu)勢(shì)

蘇霍伊設(shè)計(jì)局已為T-50的機(jī)體設(shè)計(jì)申請(qǐng)專利，該專利于201 2年1月27日公開(kāi)，專利號(hào)RU2440196C1。專利說(shuō)明書透露出一些設(shè)計(jì)思想，并與F-22的設(shè)計(jì)進(jìn)行了一些比較。

說(shuō)明書中指出F-22的設(shè)計(jì)存下以下幾項(xiàng)不足：

1）彎曲的進(jìn)氣道需要足夠的長(zhǎng)度來(lái)整流，重量較大：

2）緊靠的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)使機(jī)體難以設(shè)計(jì)大尺寸彈艙，在低速時(shí)也難以獲得足夠的滾轉(zhuǎn)與偏航控制力矩：

3）扁平的、上下活動(dòng)的二維矢量噴口無(wú)法提供偏航矢量推力控制：

4） 非全動(dòng)的垂尾偏航控制能力有限，需要較大面積，并由此導(dǎo)致較大的重量與阻力：

5）在矢量推力發(fā)生故障后，無(wú)法保證從失速后的迎角狀態(tài)中改出。

在T-50上則改善了這些問(wèn)題：

1）氣動(dòng)設(shè)計(jì)同時(shí)針對(duì)超聲速與亞聲速優(yōu)化。其中主翼針對(duì)超聲速優(yōu)化，而亞聲速性能則藉由具有機(jī)翼剖面的機(jī)身與進(jìn)氣道可動(dòng)前緣來(lái)優(yōu)化：

2）可動(dòng)前緣在高迎角時(shí)向下偏轉(zhuǎn)后，可以延緩氣流在機(jī)身上的分離，提升其氣動(dòng)效率，相當(dāng)于“升力機(jī)身的前緣襟翼”，同時(shí)又為進(jìn)氣道進(jìn)行整流，因此能提供很好的亞聲速升力性能：

3）進(jìn)氣道可動(dòng)前緣向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，可減少在飛機(jī)重心之前的升力，從而產(chǎn)生額外的低頭力矩，這樣在接近90度迎角時(shí)仍能提供足夠的低頭力矩，確保在矢量推力發(fā)生故障的情況下仍能從失速后迎角中改出：

4）由于采用分離雙發(fā)設(shè)計(jì)與矢量推力，因而具有偏航矢量推力控制能力與足夠的控制力矩，此外也允許在機(jī)身設(shè)計(jì)大尺寸彈艙：

5）軸對(duì)稱矢量推力噴口只能在一個(gè)平面上活動(dòng)，但轉(zhuǎn)軸分別外旋30度，因此能實(shí)現(xiàn)三維矢量推力控制。在兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同步偏轉(zhuǎn)時(shí)能提供俯仰控制，差動(dòng)時(shí)能提供滾轉(zhuǎn)與偏航控制，并可用氣動(dòng)控制面抵消發(fā)動(dòng)機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩而形成單純的偏航矢量推力：

6）發(fā)動(dòng)機(jī)采用稍微“內(nèi)八”的設(shè)置，讓飛機(jī)結(jié)構(gòu)來(lái)遮蔽發(fā)動(dòng)機(jī)，因此雖然不是彎曲進(jìn)氣道，但也能降低前半球的雷達(dá)反射信號(hào)：

7）發(fā)動(dòng)機(jī)“內(nèi)八”設(shè)置的同時(shí)，其推力軸向靠近飛機(jī)重心，這樣在單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后仍能對(duì)飛機(jī)進(jìn)行較好控制。

彈艙布局

進(jìn)氣道間的部位被包覆起來(lái)形成2個(gè)縱列的主彈艙，并向后延伸至突出的尾錐，尾錐內(nèi)可容納后視雷達(dá)，減速傘施放口則設(shè)置在尾錐上方。發(fā)動(dòng)機(jī)采用圓形截面的三維矢量推力噴口，尾錐與平尾內(nèi)側(cè)外形經(jīng)修飾而不致影響矢量噴口的活動(dòng)。

進(jìn)氣口外側(cè)，由主翼前緣至進(jìn)氣道可動(dòng)式整流板的過(guò)渡地帶有一段高后掠區(qū)域，其具有激起渦流而提升高迎角升力性能的效果，F(xiàn)-22與中國(guó)的殲20也采用了類似設(shè)計(jì)。需注意的是，此部位下方有一凸起的小鼓包，應(yīng)為小彈艙的位置，能配備“產(chǎn)品-760"等短程空空導(dǎo)彈，由于其位置突出于主翼前緣之外，因此短程導(dǎo)彈伸出后導(dǎo)引頭視野將不會(huì)被主翼所遮蔽，是一種相當(dāng)成熟的彈艙設(shè)計(jì)。

T-50充分運(yùn)用蘇-27的機(jī)腹空間應(yīng)該說(shuō)是一件很自然的事情，因?yàn)閹缀跛袑?duì)蘇-27稍有了解的人都會(huì)對(duì)該部位動(dòng)腦筋。事實(shí)上，早在蘇-27基本型尚未服役時(shí)蘇霍伊設(shè)計(jì)局就開(kāi)始打該部位的主意，曾計(jì)劃在該處采用并列掛架掛載2枚R-27空空導(dǎo)彈、使用保形油箱與保形彈艙、或使用擁有保形掛架的保形油箱。原本認(rèn)為在此處使用保形油箱或彈艙后可以減少全機(jī)表面積因而增大航程，但研究顯示保形油箱對(duì)蘇-27的壓力分布影響較F-15更劇烈，因此其對(duì)蘇-27的增程效果不如F-15明顯，再加上當(dāng)時(shí)認(rèn)為蘇-27的航程已經(jīng)足夠故沒(méi)有繼續(xù)進(jìn)行保形油箱的研制，保形彈艙也遭遇類似命運(yùn)。另一方面，按蘇聯(lián)時(shí)的研究，倘若蘇-27在設(shè)計(jì)之初就將進(jìn)氣道再往外挪20厘米，其便可輕易并排掛載2枚翼展近1米的R-27空空導(dǎo)彈，這樣的空間可說(shuō)是相當(dāng)巨大。因此可以想見(jiàn)，像T-50這樣在設(shè)計(jì)之初就將機(jī)腹中線的空間設(shè)計(jì)為彈艙并加以優(yōu)化，自然可以形成相當(dāng)理想的大型彈艙，不但不占用本來(lái)的機(jī)內(nèi)空間而且還有減少表面積而減阻的效果。

或許不少人會(huì)認(rèn)為，T-50為何不干脆將機(jī)腹“整個(gè)填滿”，使機(jī)體下方形成一個(gè)完整平面，像F-22與殲-20那樣，從而換取更大的彈艙。但事實(shí)上在T-50的專利說(shuō)明書上特別將“進(jìn)氣口下緣低于機(jī)身”列入專利保護(hù)項(xiàng)目，可見(jiàn)是經(jīng)過(guò)特殊的考慮（編者注：T-50的“階梯式”機(jī)腹設(shè)計(jì)之前一直被人們普遍認(rèn)為是影響隱身的“敗筆”之一，但現(xiàn)在看來(lái)，這顯然是功力深厚的蘇霍伊公司故意為之，所以“看不懂”有時(shí)并非意味“不合理”）。真實(shí)原因目前雖不得而知，但可以想見(jiàn)，若將機(jī)腹整個(gè)填滿，勢(shì)必增加橫截面積進(jìn)而增加波阻，這樣可能就要縮小上半部的橫截面積，那機(jī)身針對(duì)亞聲速的優(yōu)化效果恐怕就不如現(xiàn)在這樣優(yōu)異了。

承襲蘇-27的高效率起落架設(shè)計(jì)

T-50的起落架仍保持粗壯的俄式風(fēng)格，可見(jiàn)其應(yīng)該保有在半整備跑道起降的“傳統(tǒng)需求”。主起落架位于進(jìn)氣道外側(cè)，支撐點(diǎn)位于主結(jié)構(gòu)上，收起后放入機(jī)身與進(jìn)氣道的交匯地帶，此舉能使粗壯起落架的艙室所造成的橫截面積與表面積盡可能減小，并能由主結(jié)構(gòu)吸收起降沖擊，結(jié)構(gòu)效率相當(dāng)高，這也是蘇-27所用的設(shè)計(jì)。鼻輪則采用類似蘇-35的雙小輪式設(shè)計(jì)，并如同蘇-27系列一般有大傾斜度的輔助支撐架以將部分沖擊“后送”至機(jī)身吸收。在蘇-27家族上，該輔助支撐架收起時(shí)成為機(jī)腹中線結(jié)構(gòu)的一部分，而T-50的輔助支撐架收起時(shí)成為鼻輪艙的一部分，由此反應(yīng)出T-50繼承了蘇-27成熟高效的起落架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

滑蓋式艙蓋設(shè)計(jì)

前機(jī)身采用見(jiàn)棱見(jiàn)角的外形，是全機(jī)“最不流線”之處，座艙蓋采用向后平移方式開(kāi)啟，根據(jù)彈射座椅測(cè)試的影片顯示，這種艙蓋可被快速向后炸開(kāi)，而不像掀開(kāi)式艙蓋還要等氣流將其吹開(kāi)，因此這種滑蓋式設(shè)計(jì)可能是為了進(jìn)一步提高彈射救生的成功率。風(fēng)擋前方照例安置了光電探測(cè)器，而座艙后方的球狀突起則是主動(dòng)光電防御系統(tǒng)。

其他可能的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

本文提到"T-50相當(dāng)于把蘇-27的機(jī)腹中線空間包覆起來(lái)形成彈艙”僅是就外形而言，不代表其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)真的如此簡(jiǎn)單。在網(wǎng)絡(luò)論壇上，許多人認(rèn)為T-50機(jī)體看起來(lái)非常薄，中間卻又縱列兩個(gè)大型彈艙，結(jié)構(gòu)要如何負(fù)載，甚至有人更極端地懷疑T-50根本無(wú)法設(shè)置彈艙。誠(chéng)然，網(wǎng)絡(luò)論壇的內(nèi)容有時(shí)本來(lái)就很情緒化，但這的確反映出T-50外形給人的直觀印象。

“T-50很薄”一部分是來(lái)自整體視覺(jué)效果，實(shí)際上中央翼厚度不不亞于甚至大于蘇-27，可見(jiàn)結(jié)構(gòu)并不像視覺(jué)效果那樣弱。此外，由原型機(jī)照片可以發(fā)現(xiàn)，兩個(gè)主彈艙被一個(gè)金屬構(gòu)件隔開(kāi)，該金屬構(gòu)件與主起落架支撐點(diǎn)位于同一橫截面上，可見(jiàn)應(yīng)是主結(jié)構(gòu)體的一部分。由此可見(jiàn)T-50的機(jī)腹并不是一個(gè)超大的空腔，反而是有一個(gè)金屬結(jié)構(gòu)體穿插在其中，若連中央翼部分也考慮進(jìn)去，該結(jié)構(gòu)體的厚度應(yīng)相當(dāng)于中央翼與彈艙厚度的綜合，這是蘇-27所無(wú)法達(dá)到的。由此觀之，T-50在結(jié)構(gòu)配置上不至于有“太單薄”的缺陷。

此外，從原型機(jī)未涂裝照片可以看出，雖然T-50表面幾乎都是復(fù)合材料，但主要承力部件為金屬材料，據(jù)此可推測(cè)其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)哲學(xué)可能是以成熟的金屬材料做主結(jié)構(gòu)，輔以復(fù)合材料，算是頗為保守的設(shè)計(jì)。

綜合以上，筆者認(rèn)為T-50的結(jié)構(gòu)分配頗為合理，在材料的選用上也是以成熟材料做骨干，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度上應(yīng)不至于出現(xiàn)重大問(wèn)題。這項(xiàng)結(jié)論并不是說(shuō)T-50不可能出現(xiàn)結(jié)構(gòu)問(wèn)題，而是說(shuō)其結(jié)構(gòu)問(wèn)題相對(duì)容易克服。就以近期波蘭航空專家撰文指出T-50出現(xiàn)裂縫等結(jié)構(gòu)問(wèn)題來(lái)說(shuō)，很多全新設(shè)計(jì)的飛機(jī)都容易遭遇結(jié)構(gòu)問(wèn)題，這除了可能是單純的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不夠外，也可能是來(lái)自應(yīng)力的集中或一些共振效應(yīng)造成的結(jié)構(gòu)發(fā)散。解決之道并非單純依賴加強(qiáng)加重，例如在后兩種狀況中，可以藉由改變結(jié)構(gòu)分配、重量分配或氣動(dòng)改進(jìn)來(lái)克服，例如蘇-27本來(lái)采用平直頂端的垂尾，必須額外加上配重棒來(lái)克服振動(dòng)問(wèn)題，后來(lái)改用頂端下削的設(shè)計(jì)后就不再需要配重棒，既解決了結(jié)構(gòu)問(wèn)題又減輕了重量。筆者認(rèn)為，由于T-50的結(jié)構(gòu)分配與用料應(yīng)該頗為合理與保守，因此在結(jié)構(gòu)問(wèn)題的克服上可能會(huì)以改變結(jié)構(gòu)分布和應(yīng)力分布為主，不至于過(guò)分增重。

簡(jiǎn)評(píng)

整體而言，T-50主翼后掠角略大于F-22且稍微向后設(shè)置，進(jìn)氣道為可調(diào)式，可能有針對(duì)超聲速優(yōu)化的意圖。寬體機(jī)身使得實(shí)際的機(jī)翼面積較小，這與較大的后掠角都不利于低速飛行，然而T-50的機(jī)身采用了顯而易見(jiàn)的升力體設(shè)計(jì)，其進(jìn)氣道上方的機(jī)身部分宛如一片“貼在進(jìn)氣道上的機(jī)翼”，并且還設(shè)置有進(jìn)氣道可動(dòng)前緣，因此可以產(chǎn)生相當(dāng)于“升力機(jī)身+前緣襟翼”的效果，從而優(yōu)化亞聲速下的升力表現(xiàn)。此外，可動(dòng)導(dǎo)流板與輔助進(jìn)氣口、類翼前緣延伸結(jié)構(gòu)、全動(dòng)垂尾與三維矢量推力技術(shù)等都賦予T-50極好的高迎角性能，甚至能在矢量推力失效后由失速后迎角狀態(tài)下改出。因此單就機(jī)體論，T-50的飛行性能可能在F-22之上。在推重比方面，T-50的空機(jī)推重比可能是所有四代機(jī)（包括F-22）中最高的，即使不開(kāi)加力燃燒器，其亞聲速性能也應(yīng)該與F-22相當(dāng)。唯獨(dú)在超聲速巡航方面，因復(fù)合材料比例較大，T-50應(yīng)達(dá)不到F-22馬赫數(shù)1.72的等級(jí)。

復(fù)合材料的使用

原型機(jī)并未上漆，因此可輕易觀測(cè)到其外層材料分布。T-50的表面采用了大量的復(fù)合材料，除了機(jī)身主結(jié)構(gòu)（即所謂“中央翼”部分）、機(jī)翼與進(jìn)氣口前緣耐熱段、制動(dòng)器基座、垂尾主體為金屬外，外殼基本上全部是由復(fù)合材料打造。若觀察其上表面，則除了垂尾之外，幾乎都是由復(fù)合材料構(gòu)成。T-50的總設(shè)計(jì)師表示，復(fù)合材料占全機(jī)總重量的25%與表面積的70%。為T-50提供復(fù)合材料的NPP Technology（“科技”科學(xué)生產(chǎn)企業(yè)）總經(jīng)理指出，T-50-1上幾乎整個(gè)機(jī)身蒙皮與機(jī)翼蒙皮都是由復(fù)合材料制造，最初該公司共有18項(xiàng)產(chǎn)品，之后增加到22個(gè)，今后連尾部結(jié)構(gòu)也將由復(fù)合材料制造。除了蒙皮外，NPP Technology也提供T-50的制動(dòng)機(jī)構(gòu)、機(jī)翼與機(jī)身材料等其他28個(gè)部件。

蘇霍伊戰(zhàn)機(jī)以前的復(fù)合材料使用經(jīng)驗(yàn)

蘇霍伊設(shè)計(jì)局與KnAAPO（共青城飛機(jī)制造廠）在復(fù)合材料的應(yīng)用上其實(shí)具有很強(qiáng)的實(shí)力，1997年首飛的蘇-47（S-37）表面超過(guò)90%為復(fù)合材料，其主要測(cè)試目的之一便是復(fù)合材料技術(shù)。蘇-47的復(fù)合材料采用了先進(jìn)的預(yù)成形技術(shù)，能先大量預(yù)制后再送至工廠加工，而不像當(dāng)時(shí)主流的復(fù)合材料技術(shù)那樣需要大量人工，因而大幅降低了生產(chǎn)成本并提高了可靠性，蘇-47上最大一塊的復(fù)合材料蒙皮達(dá)到了8平方米。蘇霍伊公司總經(jīng)理波戈相十分重視復(fù)合材料的研發(fā)，據(jù)報(bào)道其積極為復(fù)合材料產(chǎn)業(yè)與研究機(jī)構(gòu)提供資金，目前進(jìn)行中的最大的俄羅斯民航機(jī)計(jì)劃MS-21的復(fù)合材料技術(shù)便源自蘇霍伊公司。復(fù)合材料的使用除了有助減輕重量與減少RCS（雷達(dá)反射截面積）外，還減少了零件數(shù)。得益于復(fù)合材料的使用，T-50的零件數(shù)僅為蘇-27的25%左右。

此外，蘇-47還采用了“用于自適應(yīng)（Self-adaptive）與自卸載（Self-dumping）設(shè)計(jì)的智能型復(fù)合材料”。這里所謂的“自適應(yīng)”是指“依據(jù)飛行狀況適應(yīng)出高效率的外形”，例如讓機(jī)翼任何時(shí)候都只彎曲而不扭曲，從而提升氣動(dòng)效率，這在前掠翼飛機(jī)上更可用來(lái)克服令人頭疼的氣動(dòng)發(fā)散問(wèn)題（指機(jī)翼扭曲過(guò)大而造成翼尖提早失速）。而所謂“自卸載”是用來(lái)避免應(yīng)力長(zhǎng)期堆積在某些部位而造成結(jié)構(gòu)疲勞，這對(duì)于自適應(yīng)結(jié)構(gòu)這種應(yīng)力位置不定的設(shè)計(jì)相當(dāng)重要。可以說(shuō)，“自卸載”設(shè)計(jì)是在為“自適應(yīng)”設(shè)計(jì)背書。這種柔性自適應(yīng)機(jī)翼也能提升傳統(tǒng)機(jī)翼的性能：傳統(tǒng)非前掠機(jī)翼的氣動(dòng)中心在機(jī)翼的重心之后，因此本該扭轉(zhuǎn)的機(jī)翼被氣流自然地壓制回去，而顯得“沒(méi)有扭轉(zhuǎn)”，這一方面表示氣流產(chǎn)生向下壓的力去克服扭轉(zhuǎn)，使得升力比理想剛性機(jī)翼小。以往通常采用增強(qiáng)機(jī)翼剛性來(lái)解決問(wèn)題。而有了自適應(yīng)機(jī)翼后，可以讓機(jī)翼本來(lái)就不扭轉(zhuǎn)，這樣便沒(méi)有氣動(dòng)力被浪費(fèi)在克服扭轉(zhuǎn)上，升力表現(xiàn)更好，同時(shí)也因?yàn)椴恍枰鰪?qiáng)剛性而有助于減重。T-50的表面復(fù)合材料使用比例很高，未來(lái)應(yīng)追蹤其是否采用了這種智能型復(fù)合材料技術(shù)。

NPP Technology公司

有必要稍微認(rèn)識(shí)一下為T-50提供復(fù)合材料的NPP Technology公司，其于1978年整合Nll TS（科技玻璃研究院）與VIAM（俄羅斯航空材料研究院）旗下的部門成立，專門研制與生產(chǎn)非金屬材料，包括玻璃纖維、陶瓷、碳纖維等復(fù)合材料。其還專長(zhǎng)于大尺寸復(fù)合材料的自動(dòng)化制造，為俄制“質(zhì)子-M” （Proton-M）、歐洲阿麗亞娜（ Angara）等運(yùn)載火箭提供碳纖維框架、整流罩等，其中碳纖維復(fù)合材料鼻錐除了能夠顯著降低重量（比金屬或玻璃纖維制品降低28%～35%）外還能提供更大的載荷容積。許多俄制與國(guó)際合作的人造衛(wèi)星上也都有該公司的復(fù)合材料產(chǎn)品，例如由18國(guó)合作、于2011年發(fā)射的RadioAstron（Specter-R）無(wú)線電天文望遠(yuǎn)鏡衛(wèi)星的大尺寸反射鏡面（總口徑10米）與其支架便是NPPTechnology提供的碳纖維復(fù)合材料制品。這種天文望遠(yuǎn)鏡的部件除了要求具有相當(dāng)高的精度外，也需要很低的熱膨脹系數(shù)，NPP Technology提供的碳纖維支架與反射鏡熱膨脹系數(shù)分別不超0.3×10-3K-1與0.7×lO-3K-1，同時(shí)反射鏡表面相對(duì)于設(shè)計(jì)值的加工誤差不超過(guò)0.4平方毫米。這種低膨脹系數(shù)的復(fù)合材料也被用來(lái)取代昂貴的鎳合金，來(lái)制造各種用來(lái)進(jìn)行復(fù)合材料成形、接合與表面加工等的加工機(jī)床，能夠降低機(jī)床自身成本（因?yàn)殒嚭辖鸷苜F），并能減少加工過(guò)程中的能量損耗，并擁有更適合復(fù)合材料加工過(guò)程的環(huán)境。這種技術(shù)目前能進(jìn)行面積達(dá)30平方米的大塊復(fù)合材料的高精度加工（表面誤差不超過(guò)0.3毫米，滿足蒙皮對(duì)氣動(dòng)力性能的需要），并能將制造成本與制程循環(huán)數(shù)減少降低至原來(lái)的50%；此外，NPP Technology也擁有碳纖維自動(dòng)化鋪設(shè)技術(shù)，蘇-47的復(fù)合材料翼面便是其產(chǎn)品。T-50與蘇-35BM座艙罩的納米鍍膜也由其負(fù)責(zé)制造，用于隔絕紅外線與雷達(dá)波，前者可避免陽(yáng)光照射下導(dǎo)致座艙過(guò)熱，后者則能提升雷達(dá)隱身能力。

復(fù)合材料的高溫安定性與T-50的超聲速巡航性能

對(duì)于有超聲速巡航需求的第四代戰(zhàn)機(jī)而言，復(fù)合材料在高溫下的安定性是其能否大規(guī)模運(yùn)用的制約因素。運(yùn)載火箭屬于一次性消耗品，與需要多次使用的飛機(jī)不同，因此不能說(shuō)制造得出火箭用復(fù)合材料就一定能制造出飛機(jī)用復(fù)合材料，但NPP Technology的碳纖維復(fù)合材料廣泛用在各式運(yùn)載火箭的鼻錐等高熱部位在一定程度反應(yīng)其碳纖維復(fù)合材料的熱安定性很高。

NPP Technology的碳纖維復(fù)合材料的熱安定性可以說(shuō)是制約T-50巡航速度的關(guān)鍵因素之一。21世紀(jì)戰(zhàn)機(jī)表面的復(fù)合材料比例往往是判斷其速度的標(biāo)志之一：一般來(lái)說(shuō)，飛行速度越高，則基于冷卻的需要，表面復(fù)合材料的比例越低。例如，在EF-2000與“陣風(fēng)”中，EF-2000的飛行速度較高，其復(fù)合材料比例就低于“陣風(fēng)”，而F-22為了追求馬赫數(shù)1.7～1.8的巡航速度，原先設(shè)計(jì)的一些復(fù)合材料部件就被鈦合金所取代。T-50的氣動(dòng)布局很類似三角翼設(shè)計(jì)，又有可調(diào)式進(jìn)氣道，理論上可以具有很高的超聲速巡航速度，尤其是在裝備推力類似F-119的第二階段第四代發(fā)動(dòng)機(jī)后，其巡航速度從理論上說(shuō)能夠超越F-22。然而.T-50表面有70%是復(fù)合材料，因此T-50能有多高的超聲速巡航速度，主要取決于其表面復(fù)合材料的熱穩(wěn)定性能。

VIAM研制的安全碳纖維復(fù)合材料

大比例復(fù)合材料相對(duì)于金屬結(jié)構(gòu)可以顯著降低飛機(jī)重量以及RCS（雷達(dá)反射截面積），但其實(shí)有潛在的飛行安全隱患：當(dāng)飛機(jī)遭受雷擊時(shí)，碳纖維會(huì)導(dǎo)電，而且由于碳纖維的電阻比金屬大很多，所以會(huì)大量吸收雷擊的能量，從而可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損壞。因此為了安全，機(jī)體結(jié)構(gòu)需要有夠低的電阻。VIAM（俄羅斯航空材料研究院）便為T-50研制了一種碳纖維復(fù)合材料，具有很高的導(dǎo)電性與導(dǎo)熱性，而且能在不使用金屬網(wǎng)等傳統(tǒng)抗雷擊方法的情況下，讓飛機(jī)抵抗雷擊，且每平方米可節(jié)省300～500克的重量，同時(shí)也具有較小的RCS。

更先進(jìn)的控制系統(tǒng)

T-50的控制系統(tǒng)被稱為KSU-50。其整合所有與飛機(jī)控制相關(guān)的功能于一體，在控制邏輯上完全移除了機(jī)械裝置，而僅將其用于執(zhí)行控制命令。系統(tǒng)采用四余度設(shè)計(jì)，制動(dòng)面有自己的計(jì)算機(jī)與傳動(dòng)裝置，因此機(jī)械裝置是在最后關(guān)頭才執(zhí)行控制命令的。蘇霍伊公司總經(jīng)理波戈相在2010年3月1日，時(shí)任俄羅斯總理普京視察該公司期間介紹了測(cè)試中的KSU-50。他指出KSU-50除了具有更高的可靠性外，在次系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)也能自動(dòng)將控制任務(wù)切換給其他次系統(tǒng)，從而進(jìn)一步提高了可靠性。此外，相比舊型號(hào)（未指出是用于蘇-27的還是蘇-35BM的），其重量降低了30%。

在蘇-35BM的KSU-35上已經(jīng)采用了這種“大一統(tǒng)控制系統(tǒng)”的設(shè)計(jì)，該系統(tǒng)已能夠支持超機(jī)動(dòng)模式并早在2007年便在老蘇-35的708號(hào)機(jī)上進(jìn)行了飛行測(cè)試。同公司研制的超機(jī)動(dòng)控制系統(tǒng)則早已在蘇-30MKI與米格-29 0VT上使用多年，因此T-50的控制系統(tǒng)看起來(lái)先進(jìn)其實(shí)卻是一步一個(gè)腳印走出來(lái)的結(jié)果。KSU-50的高可靠性從T-50首飛時(shí)便大膽飛到27度迎角就可見(jiàn)一般。

類似地，發(fā)動(dòng)機(jī)的控制也實(shí)現(xiàn)了全數(shù)字化，這樣一來(lái)全機(jī)控制邏輯便完全實(shí)現(xiàn)了電子化，其可靠性與抗戰(zhàn)損性（次系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)可由其他次系統(tǒng)接手其任務(wù)）都大幅提升，而在修改控制邏輯時(shí)也極為省時(shí)（以發(fā)動(dòng)機(jī)為例，修改控制邏輯的時(shí)間由數(shù)個(gè)月縮減至數(shù)分鐘）。但是，發(fā)動(dòng)機(jī)仍保有一個(gè)平常并不使用的機(jī)械備份，使電子系統(tǒng)完全失靈時(shí)飛機(jī)仍能安全返回機(jī)場(chǎng)。

更簡(jiǎn)便的后勤

提升壽命與降低操作成本也是第四代戰(zhàn)機(jī)的重要指標(biāo)。因?yàn)橐詰?zhàn)時(shí)需求為主要考量標(biāo)準(zhǔn)，俄系武器的壽命是其傳統(tǒng)弱點(diǎn)。蘇-27基本型的最大壽命僅有2000小時(shí)或20年，而AL-31F基本型的壽命只有900小時(shí)，且每300小時(shí)需大修一次。蘇-35BM的機(jī)體壽命則提升至6000小時(shí)或30年，發(fā)動(dòng)機(jī)大修周期提升至1000小時(shí)（第一次1500小時(shí)）且壽命增至4000小時(shí)。從中也可以發(fā)現(xiàn)蘇-35BM的壽命是以年飛200小時(shí)來(lái)計(jì)算的，為蘇-27S標(biāo)準(zhǔn)的兩倍，甚至超過(guò)歐美國(guó)家的平均訓(xùn)練時(shí)數(shù)。蘇-35BM的壽命與大修周期其實(shí)已經(jīng)達(dá)到了西方先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的水平。

第四代戰(zhàn)機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)壽命與后勤成本上仍有進(jìn)一步提升的空間，例如真正的第四代發(fā)動(dòng)機(jī)在工廠完全掌握生產(chǎn)工藝的情況下，大修周期將延長(zhǎng)至2000小時(shí)，之后甚至將達(dá)到4000小時(shí)，與機(jī)體齊平。此外在操作成本方面，蘇-27每飛行小時(shí)的成本約10萬(wàn)美元，而第四代戰(zhàn)機(jī)則計(jì)劃降至每飛行小時(shí)1500美元。

“站著就能維修”也是新一代戰(zhàn)機(jī)的特性。T-50高度較低，一般人的身高僅略低于機(jī)翼，因此這架重型飛機(jī)的航電維護(hù)、掛彈大多可以站著進(jìn)行，相當(dāng)方便。美制F-22也有此特性，但F-22的艙門更低，主彈艙掛彈就無(wú)法站著操作，而T-50卻可以。此外，T-50的零件數(shù)只有蘇-27的1/4，這也有利于減輕后勤壓力。

T-50的尺寸與重量分析

T-50公開(kāi)后官方至今未公開(kāi)其尺寸與重量諸元，所有報(bào)導(dǎo)中的數(shù)據(jù)都是媒體自行推測(cè)的，因此數(shù)據(jù)相當(dāng)混亂，包括俄羅斯媒體的報(bào)導(dǎo)亦然。最早流行的數(shù)據(jù)是機(jī)長(zhǎng)約22米，空重約18.5噸，在一張T-50與蘇-35UB并列而顯得比較小的照片傳出后，媒體報(bào)導(dǎo)的數(shù)據(jù)便修正為20.8米長(zhǎng)，17.5噸重，甚至有人認(rèn)為19.7米長(zhǎng)，18噸重。但若參考蘇-27家族的重量分布與MFI（多用途前線戰(zhàn)斗機(jī)）的重量，以及PAK-FA（前線空軍未來(lái)航空系統(tǒng)）是“噸位小于蘇-27的中型戰(zhàn)機(jī)”的先天設(shè)定，可發(fā)現(xiàn)上述的重量數(shù)據(jù)都相當(dāng)不合理。除了重量數(shù)據(jù)不合理外，上述空重搭配現(xiàn)有的推力15000千克力的發(fā)動(dòng)機(jī)，則T-50的推重比甚至低于蘇-35BM，但試飛員波戈丹對(duì)T-50的評(píng)價(jià)暗示該機(jī)的機(jī)動(dòng)性比蘇-35BM更好。

在被俄媒問(wèn)及“是否會(huì)發(fā)展出第四代戰(zhàn)機(jī)所獨(dú)有的特技動(dòng)作”時(shí)，波戈丹回答道：“當(dāng)然，最主要是因?yàn)門-50有更大的翼面積與更多的控制面，再加上它具有更高的推重比。”在另一次訪談中他還指出，推力更大、阻力更小，確保不開(kāi)加力燃燒室就能進(jìn)行超聲速巡航，運(yùn)動(dòng)性能至少超出20%～30%。以上兩次訪問(wèn)的數(shù)據(jù)顯示，T-50的飛行性能已在現(xiàn)有水平之上，而不是“為了隱身而增重、降低飛行性能”，但畢竟在這里都沒(méi)有提到“推力更大、阻力更小、運(yùn)動(dòng)性更好”是以哪一型飛機(jī)為比較基準(zhǔn)。然而在另一次訪問(wèn)中，他更準(zhǔn)確地指出，就飛行特性而言T-50非常接近3++代的蘇-35BM，但這已是不一樣的飛機(jī)。它更好控制、機(jī)動(dòng)性更強(qiáng)、推力更大，因此很容易爬升，盤旋動(dòng)作也更容易實(shí)現(xiàn)，還具有雷達(dá)低可視性。

由此可見(jiàn)，T-50的推重比應(yīng)不低于蘇-35BM，空重應(yīng)不超過(guò)17噸（這時(shí)搭配推力15000千克力的117發(fā)動(dòng)機(jī)，其推重比為1.76，與蘇-35BM幾乎相同，因此17噸應(yīng)是臨界值）。以下依據(jù)筆者的研究進(jìn)行T-50的重量分析。

網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)的疑點(diǎn)

“機(jī)長(zhǎng)22米，空重18.5噸”的數(shù)據(jù)可能是考慮到T-50具有強(qiáng)大的武器掛載能力而推測(cè)的。該數(shù)據(jù)在T-50明顯小于蘇-35UB的照片出現(xiàn)后已被推翻。但實(shí)際上，即使不看照片也可以發(fā)現(xiàn)該數(shù)據(jù)犯了一個(gè)根本性的錯(cuò)誤：“22米長(zhǎng)18.5噸重”已是比MFI更大更重的飛機(jī)，而PAK-FA的前身SFI是“中型前線戰(zhàn)斗機(jī)”，一開(kāi)始的目的就是設(shè)計(jì)略小于蘇-27的飛機(jī)，也因此才需要重新開(kāi)發(fā)尺寸較小的發(fā)動(dòng)機(jī)。要是T-50如此大而重，那發(fā)動(dòng)機(jī)反而不是問(wèn)題，直接把當(dāng)年的AL-41F拿去改進(jìn)便可以了。

稍后較流行的數(shù)據(jù)則下修為“機(jī)長(zhǎng)20.8米，空重17.5噸”。根據(jù)照片，如果將主輪等尺寸當(dāng)作已知值模擬，可發(fā)現(xiàn)T-50長(zhǎng)度應(yīng)在21米左右。根據(jù)蘇霍伊授權(quán)Zvezda模型公司發(fā)行的T-50模型推算其長(zhǎng)度則為21.24米。然而，17.5噸的重量仍可能過(guò)大。就性質(zhì)而言，T-50長(zhǎng)度較蘇-35BM更短，而內(nèi)置彈艙結(jié)構(gòu)則是增重因素，一消一長(zhǎng)之下，即使以蘇-35BM的材料建造其重量也應(yīng)在蘇-35BM的16.5噸上下，即使考慮T-50有著更為復(fù)雜的航電系統(tǒng)也不至于沖到17.5噸那么高。甚至考慮到T-50的復(fù)合材料比例達(dá)25%.其重量小于蘇-35BM也很合理。在定量估計(jì)上，可以由MFI為基準(zhǔn)比較后得出，也可由蘇-27系列的重量對(duì)比得出。

由IVFI為比較樣本估計(jì)T-50的重量

MFI空重18噸，其AL-41F發(fā)動(dòng)機(jī)每臺(tái)約1.8噸，僅將之換成每臺(tái)約1.38噸的AL-41F1，便僅剩約17噸，考慮機(jī)身縮小，總重量應(yīng)小于17噸。而MFI基于高速需求而使得結(jié)構(gòu)重量的近30%為不銹鋼，這一比例對(duì)目前戰(zhàn)機(jī)來(lái)說(shuō)高得夸張，若采用正常的不銹鋼比例，而將剩余的不銹鋼換成鈦合金等輕金屬或復(fù)合材料的話，再減少幾百甚至上千千克的重量都有可能（鈦合金的比重約是不銹鋼的1/2，復(fù)合材料又是鈦合金的1/2）。由此算來(lái)，T-50的空重與蘇-35BM相當(dāng)甚至更輕（這還未考慮T-50的航電系統(tǒng)應(yīng)比MFI更輕）。

由蘇-27為比較樣本估計(jì)T-50的重量

現(xiàn)在，由蘇-27家族的重量對(duì)比來(lái)進(jìn)行分析。基本型蘇-27S空重16300千克，其中航電重2500千克，發(fā)動(dòng)機(jī)每臺(tái)1530千克，換算得機(jī)體結(jié)構(gòu)重10740千克。老蘇-35空重18400千克，航電重4000千克，發(fā)動(dòng)機(jī)重量相當(dāng)，換算得結(jié)構(gòu)重11340千克，比蘇-27S增加600千克，這還是包括了前翼的結(jié)構(gòu)增重。因此，以蘇-27S的結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，加上600千克的結(jié)構(gòu)增重（用于提升載荷）以及2臺(tái)AL-41F1-S，則蘇-35BM航電重僅需比蘇-27S輕100千克便可達(dá)到設(shè)計(jì)值的16500千克空重。蘇-35BM航電比蘇-27S輕幾百千克的可能性是很高的：擁有相當(dāng)接近四代航電架構(gòu)的蘇-33UB就結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)而言相比蘇-33應(yīng)該重了不少，但空重卻相同，可見(jiàn)航電減重補(bǔ)償了結(jié)構(gòu)增重。蘇-35BM僅光電系統(tǒng)就比蘇-27S輕了100千克，整套EKVS-E計(jì)算機(jī)僅相當(dāng)于蘇-27S上的幾部子計(jì)算機(jī)重量，加上其系統(tǒng)大量數(shù)字化并且進(jìn)行了整合設(shè)計(jì)，將比擁有大量模擬電路的蘇-27S更輕巧，故航電總重輕200千克以上都有可能。這樣，在維持16500千克的設(shè)計(jì)空重下，蘇-35BM的結(jié)構(gòu)可以增強(qiáng)不只600千克，而換取更大的重力負(fù)載極限或結(jié)構(gòu)壽命。

了解了蘇-27系列的重量分布后，我們可由蘇-27S為出發(fā)點(diǎn)估算T-50的重量。相比蘇-27S，T-50縮短但增胖且增加了內(nèi)置彈艙。姑且假設(shè)長(zhǎng)寬縮小所減少的重量被用在增胖與增加彈艙（即不改變重量），并假設(shè)結(jié)構(gòu)增強(qiáng)以及保形前翼占去1000千克，再加上各約1400千克的發(fā)動(dòng)機(jī)以及約2300千克的航電，求得空重約16840千克。需注意，這里假設(shè)的結(jié)構(gòu)增重1000千克很可能過(guò)大，因?yàn)橛^察蘇-27家族的重量演進(jìn)，為了提升載荷而做的結(jié)構(gòu)增強(qiáng)通常都在500千克左右（老蘇-35即使增加前翼與增大垂尾，結(jié)構(gòu)也才增加600千克），這樣一來(lái)空重可能還不到16500千克。此外，這里的估計(jì)都是假設(shè)使用與蘇-27家族相同的材料，但在T-50上實(shí)際用了相當(dāng)高比例的復(fù)合材料，這又可能帶來(lái)數(shù)百甚至上千千克的減重。如此推算，則T-50的真正空重甚至可能不到16噸。

以蘇-35BM為比較樣本估計(jì)T-50重量

現(xiàn)在，我們來(lái)更精確地計(jì)算航電需求以及復(fù)合材料的影響。在完整版的T-50上，部分航電設(shè)備會(huì)比蘇-35BM更先進(jìn)從而實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步減重，例如完整四代設(shè)備上的無(wú)線電設(shè)備將統(tǒng)一設(shè)計(jì)，盡可能共享天線，這便可能減重。但另一方面.T-50的航電功能可能也更多，例如T-50的全機(jī)傳感器數(shù)量會(huì)是蘇-35BM的數(shù)倍，這又可能導(dǎo)致增重。一消一長(zhǎng)之下即使增重后極限應(yīng)不超過(guò)17噸，因?yàn)槟且严喈?dāng)于擁有近30%不銹鋼的米格1.44換裝AL-41F1后的重量。而在材料部分，碳纖維比重約為鈦合金的50%.但這是單就碳纖維而言，實(shí)際上為了賦予碳纖維以剛性，必須添加樹(shù)酯等材料，從而減少單位重量的強(qiáng)度。因此，在達(dá)到被取代的金屬?gòu)?qiáng)度的前提下，重量不會(huì)減少到50%那么夸張。參考NPP Technology公司的若干種航空用碳纖維復(fù)合材料構(gòu)件的數(shù)據(jù)，用于機(jī)翼與控制面等高負(fù)載部位的復(fù)合材料產(chǎn)品比所取代的金屬制品輕20%。低負(fù)載部件如整流罩、尾端結(jié)構(gòu)等則可減重約35%?，F(xiàn)在假設(shè)減重幅度為20%，并且假設(shè)“被取代的金屬”為鈦合金。蘇-27系列的鈦合金應(yīng)用比例超過(guò)40%，取40%計(jì)?，F(xiàn)在假設(shè)將蘇-35BM的半數(shù)鈦合金更換為復(fù)合材料，則其空重將減至約1 5840千克，其中復(fù)合材料占16%.鈦合金占20%。若將3/4的鈦合金更換為復(fù)合材料，則空重約減至15500千克，復(fù)合材料約占25%，鈦合金約占10%。

類似地，若按照蘇-35BM的材料比例建造的T-50空重分別為17與17.5噸，則采用復(fù)合材料后分別降至16與16.5噸。由于按照蘇-35BM材料建造的T-50再重也很難沖破17噸的大關(guān)，因此其空重在15.5～16噸的可能性很大。

從側(cè)面指標(biāo)看T-50重量

另一個(gè)雖不直接但具有參考價(jià)值的“佐證”是發(fā)動(dòng)機(jī)推力與飛機(jī)空重的關(guān)系。雙發(fā)第四代戰(zhàn)機(jī)的一個(gè)“不成文”特性是接近2的空機(jī)推重比（總推力除以空重），例如F-22在1.7以上，MFI約1.94，換裝新發(fā)動(dòng)機(jī)的EF-2000（EJ-230）與“陣風(fēng)”（M-88-3）也在1.8～1.9或更高，蘇-35BM為1.75。T-50的空重若在15.5～16.5噸，則單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力為15000千克力時(shí)，空機(jī)推重比在1.81～1.93，正好符合四代戰(zhàn)機(jī)的“不成文指標(biāo)”。T-50總設(shè)計(jì)師曾表示，雖然原型機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)并不是理想中的型號(hào)，但在推力與速度表現(xiàn)上“輕松地”實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的性能需求。而16噸級(jí)空重也正好符合PAK-FA“尺寸與重量介于米格-29與蘇-27之間”的原始設(shè)定。這些都可以間接支持T-50空重在16噸級(jí)的推論。

另一個(gè)側(cè)面指標(biāo)是正常起飛重量與空重的比值。三代戰(zhàn)機(jī)約是1.4，四代戰(zhàn)機(jī)或是高比例復(fù)合材料的3+代戰(zhàn)機(jī)如“陣風(fēng)”、FlA-18ElF則約1.5。若按照許多網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)所言，T-50的空重是17.5～18噸，正常起飛重量25噸，則其正常起飛重量與空重的比值只有1.38～1.42，僅相當(dāng)于以金屬結(jié)構(gòu)為主的三代戰(zhàn)機(jī)。由幾乎是全金屬的蘇-35BM已達(dá)1.53來(lái)看，T-50若只有1.4左右著實(shí)不合理。

因此，由PAK-FA的設(shè)計(jì)定位以及MFI、蘇-27家族的數(shù)據(jù)“交叉會(huì)診”后，基本上可以排除T-50空重在17噸以上的可能性，很可能在15.5～16噸，但不能忽略較樂(lè)觀的15～15.5噸的可能性，我們可以取較寬的范圍15～16.5噸以便后續(xù)分析。

在此補(bǔ)充一點(diǎn)，著名的俄羅斯網(wǎng)站Paralay（許多關(guān)于PAK-FA的資料出于此）所估計(jì)的T-50空重便由最早的1 8500千克（剛首飛時(shí)）修正至17500千克（T-50與蘇-35UB并列照片公布后）到最近修正為15500千克，這是目前媒體上唯一符合PAK-FA計(jì)劃噸位設(shè)定的推測(cè)數(shù)據(jù)，可信度至少比前兩者高。

內(nèi)容積分析

T-50的長(zhǎng)寬略小于蘇-27，與蘇-35UB并列時(shí)顯得相當(dāng)嬌小，加上它又具有內(nèi)置彈艙設(shè)計(jì)，因此容易給人產(chǎn)生容積很小的錯(cuò)覺(jué)。實(shí)際上，如果稍微了解一下蘇-27的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)史，便不難發(fā)現(xiàn)T-50的容積甚至可能大于蘇-27。

在視覺(jué)上，T-50比蘇-35UB小得多主要是因?yàn)橐韵聨讉€(gè)因素：

1） T-50垂尾比較小，起落架高度較低，因此顯得低矮許多。起落架較低的一個(gè)原因是T-50進(jìn)氣道下并沒(méi)有設(shè)計(jì)掛點(diǎn)，不像蘇-27在進(jìn)氣道下還要攜帶R-27這樣的大翼展導(dǎo)彈。上述這些因素都使T-50顯得低矮許多：

2）與前機(jī)身橫截面接近圓筒的蘇-27相比，T-50采用了“壓扁”的設(shè)計(jì)，因此似乎較小。T-50看起來(lái)比蘇-27小很多當(dāng)然有一部分原因是可能真的比較小，但也有一部分原因是視覺(jué)因素，這也在一定程度上反應(yīng)出其隱身設(shè)計(jì)的成果。

但體型小不代表內(nèi)容積也一定小。事實(shí)上，蘇-27最原始的設(shè)計(jì)（T-10）的長(zhǎng)度僅有約19～20米，空重約14噸，其設(shè)定的飛行性能與航程等參數(shù)與現(xiàn)在的蘇-27差不多。后來(lái)由于航電超重，于是大幅修改機(jī)身，使其足以容納超重的航電。新修改后的蘇-27長(zhǎng)度增至21.94米，比原來(lái)多了約2米，但其他尺寸幾乎不變，燃油儲(chǔ)量也幾乎不變（8900千克略增至9400千克）。簡(jiǎn)言之，蘇-27多出來(lái)的2米前機(jī)身主要是用于容納航電，與容積和酬載能力幾乎無(wú)關(guān)。

目前的航電設(shè)備與蘇-27時(shí)代相比更小更輕，因此T-50縮小縮短的前機(jī)身完全足以容納所需的航電設(shè)備，因此T-50雖然長(zhǎng)度更短、前機(jī)身更小但基本不影響燃油酬載能力。而內(nèi)置彈艙設(shè)計(jì)憑直覺(jué)看來(lái)會(huì)占用空間，但T-50的彈艙相當(dāng)于將蘇-27的機(jī)腹中線空間包覆起來(lái)，兩側(cè)小彈艙也是外置保形艙的形式，都沒(méi)有擠占內(nèi)部空間。由此看來(lái)，T-50相當(dāng)于裁掉蘇-35BM用于容納航電的部分前機(jī)身，而碩大的彈艙相當(dāng)于直接將蘇-35BM的機(jī)腹中線空間包覆而成，因此可以推測(cè)T-50的燃油容量不低于蘇-35BM。甚至如果仔細(xì)觀察T-50的中央翼（俄羅斯對(duì)升力體機(jī)身的稱呼）的弧線，可以發(fā)現(xiàn)它有著比蘇-27更明顯的翼剖面曲線。在尺寸相當(dāng)?shù)臋C(jī)身上具有更明顯的曲線表示其中央翼厚度不小于甚至大于蘇-27，因此燃油可能還更多。試飛員波戈丹便指出，與蘇-27相比，T-50尺寸更小，但所攜帶的燃油更多。若依本文估計(jì)，T-50的重量與蘇-27相當(dāng)甚至更低，這樣燃油分率理論上很高。此外試飛員波戈丹還表示，T-50的飛行阻力更低、有更多的控制面與更成熟的氣動(dòng)布局，飛機(jī)更好控制航程也更大。有資料指出，T-50的亞聲速航程達(dá)4300千米，可能并非空穴來(lái)風(fēng)。

隱身設(shè)計(jì)

T-50隱身設(shè)計(jì)概覽

蘇霍伊設(shè)計(jì)局的上一款隱身戰(zhàn)機(jī)——蘇-47，其表面90%以上為復(fù)合材料，使用吸波涂料，并避免垂直交叉面、筆直進(jìn)氣道等“隱身大忌”后，使得該26米長(zhǎng)、翼展16米的“龐然大物”擁有低至0.3平方米的RCS。當(dāng)時(shí)俄羅斯得到“有人戰(zhàn)機(jī)的RCS下限為0.3平方米”的結(jié)論，理由是蘇-47缺乏天線罩與座艙罩等處的隱身處理，使得即使機(jī)身RCS進(jìn)一步降低，座艙與天線罩等處也會(huì)使全機(jī)的RCS不低于0.3平方米。在這之后，蘇霍伊公司與ITPE（理論與應(yīng)用電磁研究院）合作進(jìn)行了一系列隱身技術(shù)的研究，并在數(shù)架老蘇-35原型機(jī)上進(jìn)行試驗(yàn)。這些技術(shù)包括飛機(jī)隱身外形的設(shè)計(jì)、選頻天線罩以及座艙罩的隱身處理等。在座艙罩方面以等離子沉積法與磁控濺鍍法交替鋪設(shè)聚合物與金屬膜以形成座艙蓋，能阻止雷達(dá)波進(jìn)入座艙并防止座艙內(nèi)電子設(shè)備的電磁外泄。在天線罩與雷達(dá)天線之間采用低溫等離子屏蔽，藉由等離子濃度的改變以控制允許通過(guò)的波段。而在外形設(shè)計(jì)上，蘇霍伊公司已掌握考慮多種回波現(xiàn)象的復(fù)雜外形的RCS計(jì)算技術(shù)，可見(jiàn)蘇-47的“遺憾”在T-50上已可以解決。

T-50引入了許多美式隱身設(shè)計(jì)理念，除了見(jiàn)棱見(jiàn)角的的機(jī)首外，其許多線條都盡可能平行以使反射波束集中到少數(shù)方向上，如進(jìn)氣道前上方可動(dòng)前緣、主翼前緣以及平尾前緣便具有相同的掠角：可動(dòng)導(dǎo)流板后緣與進(jìn)氣口前上緣有相同掠角：平尾后緣掠角與主翼后緣掠角相同：進(jìn)氣道側(cè)壁外傾角度等于垂尾外傾角度：武器艙與鼻輪艙采用鋸齒狀復(fù)合材料艙門：空中受油管收納后由鋸齒狀艙門進(jìn)行遮蔽。襟翼與副翼的制動(dòng)機(jī)構(gòu)也采用了類似F-22的平滑整流罩。T-50-1上已可見(jiàn)到前視雷達(dá)稍微向上傾斜安置的設(shè)計(jì)，這樣可避免正面射來(lái)的雷達(dá)波直接反射回去，而T-50-2的雷達(dá)罩基座更有不規(guī)則的鋸齒狀結(jié)構(gòu)。

全動(dòng)垂尾與三維矢量推力設(shè)計(jì)使小面積垂尾便能達(dá)到所需的偏航穩(wěn)定性，T-50垂尾頂端到主翼水平面的垂直高度估計(jì)約2.5米，約只是蘇-27垂尾的1/2。

戰(zhàn)機(jī)正面最大的反射源是發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇。雖然由仰視照片觀之T-50的進(jìn)氣道看似筆直，然而實(shí)際上發(fā)動(dòng)機(jī)略為上移且“內(nèi)八”而構(gòu)成不明顯的S形進(jìn)氣道，而進(jìn)氣口的壓縮結(jié)構(gòu)與主輪艙也能在一定程度上遮蔽發(fā)動(dòng)機(jī)，這些設(shè)計(jì)使得發(fā)動(dòng)機(jī)正面的絕大部分面積都被遮蔽（約50%被機(jī)身遮蔽，剩余50%的大部份又被進(jìn)氣口壓縮結(jié)構(gòu)遮蔽），此時(shí)若對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)一步采用吸波涂料，則雷達(dá)波可能在里面的反射過(guò)程中消耗殆盡。進(jìn)氣道所用的吸波涂料技術(shù)難度將低于涂布于風(fēng)扇者（因?yàn)閷?duì)溫度與應(yīng)力的要求較低）。

座艙蓋以磁控濺鍍法在艙蓋內(nèi)側(cè)鍍上4—5層20納米厚的“金一銦一錫”混合金屬層，總膜厚80～90納米，能夠減少日照熱量、紫外線對(duì)座艙內(nèi)塑料制品的傷害、座艙內(nèi)電子設(shè)備的電磁外泄以及RCS。

T-50的尾部設(shè)計(jì)不像F-22那樣采用扁平噴口，這是兩者最大的差異之一，也是看慣了F-22的人最“鄙視”T-50的一點(diǎn)。F-22的鋸齒狀扁平噴口設(shè)計(jì)能顯著降低尾部RCS與紅外信號(hào)特征，并提供較低的尾部阻力。然而，以T-50的分離雙發(fā)設(shè)計(jì)若要采用扁平噴口，只怕尾部會(huì)更“胖”，阻力不見(jiàn)得更低。此外，F(xiàn)-22的設(shè)計(jì)雖然有較低的尾部阻力但發(fā)動(dòng)機(jī)推力也會(huì)有所減少（據(jù)20世紀(jì)80年代中后期NPO-Saturn的研究，扁平噴口會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力減少14%～17%，目前則是減少5%～7%），一消一長(zhǎng)之下，F(xiàn)-22的設(shè)計(jì)優(yōu)勢(shì)其實(shí)主要在于隱身一項(xiàng)。從另一個(gè)觀點(diǎn)來(lái)看，倘若T-50采用F-22的并列雙發(fā)與扁平噴口設(shè)計(jì)，則難以使用三維矢量推力、難以設(shè)置后視雷達(dá)與大型彈艙，因此T-50的設(shè)計(jì)應(yīng)是權(quán)衡各項(xiàng)功能之后的平衡結(jié)果，而并非為了隱身而放棄一切。不過(guò)，NPO-Saturn（“留里卡一土星”科研生產(chǎn)聯(lián)合體）確實(shí)有繼續(xù)發(fā)展扁平噴口的四代發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃，推力損失預(yù)計(jì)降至2%～3%。另一方面，NPO-Saturn前總設(shè)計(jì)師柴普金（V.Chepkin）在201 1年被問(wèn)及T-50最被抨擊的尾部紅外隱身問(wèn)題時(shí)指出：“我們非常積極地降低發(fā)動(dòng)機(jī)的雷達(dá)與紅外特征，得到了勝過(guò)F-22兩倍的成果（至少是就公開(kāi)數(shù)據(jù)以及我所推測(cè)的）”。

相比蘇-47，T-50擁有更嚴(yán)格的隱身外形設(shè)計(jì)，并采用了蘇-47所沒(méi)有的天線與座艙遮蔽技術(shù)，其RCS理應(yīng)小于蘇-47，并突破當(dāng)時(shí)認(rèn)定的0 3平方米下限。然而，2010年1月初，印度媒體報(bào)導(dǎo)軍方于2009年底參觀四代戰(zhàn)機(jī)的消息時(shí)稱，第四代戰(zhàn)機(jī)的RCS為0.5平方米，是蘇-30MKI的20平方米的1/40。該數(shù)據(jù)竟大于蘇-47甚至F/A-18E/F等低可視度戰(zhàn)機(jī)，實(shí)屬詭異。0.5平方米的RCS在現(xiàn)代雷達(dá)面前已經(jīng)不能算“隱身”，倘若發(fā)展多年的T-50真的只有這等能耐，此數(shù)據(jù)應(yīng)當(dāng)被隱藏才是，沒(méi)理由未首飛就放出來(lái)自砸招牌。不過(guò)，這可能與數(shù)據(jù)的選取標(biāo)準(zhǔn)有關(guān)，根據(jù)T-50總設(shè)計(jì)師達(dá)維登科的說(shuō)法“蘇-27與F-15的RCS約是12平方米，F(xiàn)-22是0.3～0.4平方米，T-50與F-22相當(dāng)”。

不過(guò)，T-50在外形的隱身設(shè)計(jì)上的確不如F-22嚴(yán)格，種種細(xì)節(jié)顯示T-50是針對(duì)氣動(dòng)性能與航電功能優(yōu)化，而不像F-22那樣主要針對(duì)隱身性能優(yōu)化。例如，進(jìn)氣口前可調(diào)導(dǎo)流板與進(jìn)氣道下的百葉窗形輔助進(jìn)氣口等提升高迎角性能的措施便可能不利于隱身，而其對(duì)“各種邊緣、縫隙盡量平行，交界處盡量鋸齒化”的追求也不如F-22徹底，機(jī)炮口也并非完全隱藏。此外，T-50流暢的機(jī)背升力體構(gòu)型很顯然是針對(duì)氣動(dòng)力優(yōu)化，其隱身性能應(yīng)遜于F-22的機(jī)背。這種流暢的氣動(dòng)外形如果設(shè)計(jì)得好則針對(duì)X波段的RCS仍可能很低，但將難免有曲率半徑在L波段雷達(dá)波長(zhǎng)等級(jí)的表面，這將引發(fā)相應(yīng)波段在此處發(fā)生與外形無(wú)關(guān)的繞射效應(yīng)，不利于對(duì)預(yù)警機(jī)等雷達(dá)的隱身。機(jī)背的光電系統(tǒng)與機(jī)首的光電探測(cè)儀顯然沒(méi)有隱身外形設(shè)計(jì)，其RCS至少在0.1平方米，僅由此便可判斷單就外形論，T-50的RCS不可能低至F-22的等級(jí)。

MAKS 2011上公布的第四代光電系統(tǒng)101KS由前視光電探測(cè)器、分布式探測(cè)器、對(duì)地光電吊艙、主動(dòng)光電防御系統(tǒng)組成。其中，分布式探測(cè)器采用類似美制F-35的DAS的隱身設(shè)計(jì)，對(duì)地光電吊艙也具有棱角分明的外形，這些都是著眼于隱身的設(shè)計(jì)。但前視光電探測(cè)器與主動(dòng)光電防御系統(tǒng)都有不利于隱身的球狀外形。除非以后更改形狀或采用伸縮設(shè)計(jì)，否則101KS系統(tǒng)其實(shí)就從側(cè)面反映出T-50不那么計(jì)較的隱身設(shè)計(jì)。研究美國(guó)隱身戰(zhàn)機(jī)的人習(xí)慣性認(rèn)為這是T-50的缺點(diǎn)，但如果考慮全機(jī)的作戰(zhàn)性能，這又未必是缺點(diǎn)：T-50依靠很強(qiáng)的防御能力來(lái)提升生存性，隱身就可以不用那么徹底，這樣就可以節(jié)省下采用徹底隱身處理所帶來(lái)的高成本與高維護(hù)費(fèi)用。

提高T-50隱身性能的解決之道，除了可以改進(jìn)以上缺陷使其更接近美式隱身戰(zhàn)機(jī)外（當(dāng)然這可能要以犧牲氣動(dòng)效率為代價(jià)），也可以是簡(jiǎn)單地使用雷達(dá)吸波涂料，有俄羅斯報(bào)導(dǎo)指出“若使用納米結(jié)構(gòu)的超級(jí)吸波涂料，則不一定靠外形也可造出隱身戰(zhàn)機(jī)”。

另一個(gè)機(jī)身對(duì)長(zhǎng)波隱身的問(wèn)題，其解決方法則是據(jù)稱于2005年通過(guò)國(guó)家級(jí)試驗(yàn)的等離子隱身系統(tǒng)。該系統(tǒng)以電子束產(chǎn)生等離子，覆蓋在表面上，電磁波照射等離子后，一部分被吸收，然后在特殊機(jī)制下趨向表面行進(jìn)，可讓反射信號(hào)降低至約1/100。在實(shí)驗(yàn)室模擬10000～13000米高空的情況下對(duì)10厘米波長(zhǎng)吸收率達(dá)20dB（反射信號(hào)降至1/100）。對(duì)于T-50這樣引入隱身外形設(shè)計(jì)的飛機(jī)而言，飛機(jī)本身對(duì)X波段或更短波段的RCS應(yīng)已足夠低，此時(shí)若在機(jī)身表面使用針對(duì)L波段或更長(zhǎng)波段隱形的等離子，則可令戰(zhàn)機(jī)同時(shí)對(duì)X波段與長(zhǎng)波隱形。凱爾迪什（Keldysh）研究院研制的等離子隱身系統(tǒng)耗電5～50千瓦，該功率若用于制造足以覆蓋機(jī)身、大面積且對(duì)X波段隱形的等離子可能會(huì)有使用限制，但用于L波段或更長(zhǎng)波段則整機(jī)使用都游刃有余。而對(duì)于T-50這種大多部位都可以對(duì)X波段隱形的戰(zhàn)機(jī)而言，可在更小的局部使用對(duì)X波段隱形的等離子，可行性相當(dāng)高，并且沒(méi)有吸波涂料可靠性與后勤問(wèn)題的顧慮，日后相當(dāng)值得注意此系統(tǒng)的應(yīng)用情況。

T-50進(jìn)氣道隱身設(shè)計(jì)詳論

T-50公開(kāi)后，很多討論都聚焦在其進(jìn)氣道的隱身設(shè)計(jì)上，因?yàn)檫M(jìn)氣道對(duì)正面RCS“貢獻(xiàn)”極大。最初部分想象圖認(rèn)為其發(fā)動(dòng)機(jī)靠上安裝使得進(jìn)氣道必須向上彎曲，因此遮蔽效果極佳。然而之后出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片被清楚拍到的照片，該照片被認(rèn)為是T-50進(jìn)氣道設(shè)計(jì)失敗的證據(jù)。但早在為蘇-35BM進(jìn)行隱身性能提升的階段（早于2003年），蘇霍伊設(shè)計(jì)局與ITPE（理論與應(yīng)用電磁研究院）便已掌握進(jìn)氣道RCS的計(jì)算技術(shù)，不至于犯下那些負(fù)面評(píng)論所認(rèn)為的愚蠢錯(cuò)誤。

T-50的發(fā)動(dòng)機(jī)艙雖然靠上設(shè)置，但輔助動(dòng)力單元等設(shè)于發(fā)動(dòng)機(jī)上方【注3】，因此發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口略為下傾，故并沒(méi)有原先設(shè)想的向上彎曲進(jìn)氣道，這使得發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇約有略超過(guò)50%位于主翼平面下方，即沒(méi)有被機(jī)背結(jié)構(gòu)遮蔽。但發(fā)動(dòng)機(jī)采用“內(nèi)八”配置，因此有一部分又被機(jī)身遮蔽，這樣一來(lái)正面只能看到約25%的風(fēng)扇。另一方面，進(jìn)氣口內(nèi)側(cè)裝有形狀奇異的小鼓包，其上半部能適應(yīng)可調(diào)斜板的活動(dòng)，下半部則以相當(dāng)復(fù)雜的棱角幾何外形與進(jìn)氣道壁融和【注4】這凸起的鼓包又遮蔽了前述25%中的一部分面積。而在超聲速飛行時(shí)?？烧{(diào)斜板放下，正面便幾乎看不到發(fā)動(dòng)機(jī)。

【注3】：時(shí)任俄羅斯總理普京一行人視察T-50期間的照片顯示，T-50發(fā)動(dòng)機(jī)前上方的機(jī)背部分有輔助動(dòng)力單元的進(jìn)氣口。

【注4】：T-50的進(jìn)氣口外形非常復(fù)雜，但又使用了可調(diào)斜板，這使得進(jìn)氣道上半部為了適應(yīng)可調(diào)斜板的活動(dòng)必須采用傳統(tǒng)設(shè)計(jì)（上壁與側(cè)壁彼此垂直）?？赡苷菫榱藢⑦M(jìn)氣道上半部與復(fù)雜外形的下半部融合，而在進(jìn)氣道內(nèi)壁設(shè)計(jì)了這個(gè)鼓包。該鼓包不像F-35的DSI進(jìn)氣道（無(wú)附面層隔道超聲速進(jìn)氣道）那樣采用流線形設(shè)計(jì)，而是有著見(jiàn)棱見(jiàn)角的外形，應(yīng)是基于隱身與超聲速的綜合考慮。

其實(shí)只有少數(shù)方向能直視T-50的發(fā)動(dòng)機(jī)

了解這樣的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)后，不難想象要清楚看到發(fā)動(dòng)機(jī)正面的唯一方法便是從機(jī)身斜前下方仰望，此時(shí)視線便可直通稍微內(nèi)收的進(jìn)氣道、機(jī)背結(jié)構(gòu)也無(wú)法遮蔽。那些清楚拍攝到發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的照片正是從這些角度拍攝的，而且是在可調(diào)斜板沒(méi)有放下時(shí)拍攝的。這種在特定范圍內(nèi)暴露發(fā)動(dòng)機(jī)的現(xiàn)象并不能完全歸因于設(shè)計(jì)失敗，即使是隱身設(shè)計(jì)相當(dāng)為人稱道的YF-23，也是在斜前下方某個(gè)角度可以清楚見(jiàn)到發(fā)動(dòng)機(jī)葉片。要解決這種問(wèn)題，可以在進(jìn)氣道內(nèi)設(shè)置額外屏蔽（但這多少會(huì)犧牲氣動(dòng)性能），當(dāng)然如果只在極小范圍會(huì)暴露，甚至可以不用去管，這樣便可以在具有堪用隱身性能的情況下優(yōu)化氣動(dòng)效率。但以上只是對(duì)T-50較為悲觀的估計(jì)，事實(shí)上可調(diào)斜板放下后，約遮蔽了50%的進(jìn)氣道橫截面，但進(jìn)氣道下緣超前于放下的斜板末端（兩者不在同一橫截面上），從而又遮擋了一部分仰視觀察者的視線，使一些本來(lái)可以仰視到發(fā)動(dòng)機(jī)的方向的視線又會(huì)被斜板與進(jìn)氣道下沿遮蔽，以至于能清楚看到發(fā)動(dòng)機(jī)的角度范圍進(jìn)一步縮小或幾乎沒(méi)有。

雖不完美但很均衡

由進(jìn)氣道隱身設(shè)計(jì)可間接推估設(shè)計(jì)時(shí)的折衷考慮：原型機(jī)上采用這種沒(méi)有屏蔽也沒(méi)有大幅彎曲的進(jìn)氣道搭配可調(diào)斜板的設(shè)計(jì)，可以如傳統(tǒng)進(jìn)氣道那樣兼顧亞聲速與超聲速氣動(dòng)效率。亞聲速時(shí)，斜板收起使得遮蔽效果較差：超聲速時(shí)，斜板放下則擁有極佳的遮蔽效果。對(duì)于這種可以進(jìn)行超聲速巡航的飛機(jī)而言，亞聲速模式可能用在長(zhǎng)程飛行或作戰(zhàn)的初始階段，此階段離敵方較遠(yuǎn)，突發(fā)性較低，只要戰(zhàn)情收集充分便可采用特殊飛行路徑以RCS較低的方向面對(duì)敵方，此時(shí)問(wèn)題不大。而在作戰(zhàn)階段則進(jìn)入超聲速而放下斜板，此時(shí)極佳的遮蔽效果剛好派上用場(chǎng)。

未來(lái)可能使用進(jìn)氣道屏蔽

當(dāng)然也不能排除未來(lái)進(jìn)一步使用屏蔽的可能性，那樣則T-50將具有更佳的隱身性能。特別是日后使用真正的第四代發(fā)動(dòng)機(jī)后，發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)會(huì)更短，從而有更多空間來(lái)使用屏蔽。俄羅斯網(wǎng)絡(luò)論壇上傳出在T-50-3號(hào)機(jī)上將開(kāi)始使用可調(diào)式屏蔽并出現(xiàn)該屏蔽的3D示意動(dòng)畫。該屏蔽由柔性復(fù)合材料構(gòu)成，迎風(fēng)一端固定安置，后端外環(huán)則可旋轉(zhuǎn)。藉由后端外環(huán)的旋轉(zhuǎn)，屏蔽葉片可以完全筆直而不影響氣流進(jìn)而優(yōu)化推力表現(xiàn)，也可彎曲而進(jìn)入隱身狀態(tài)。若這種屏蔽成真，無(wú)疑又將是一種偉大的創(chuàng)舉：比S形進(jìn)氣道能節(jié)省更多空間與橫截面積（例如T-50若將輔助動(dòng)力單元設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)下方，便會(huì)形成向上彎曲的S形進(jìn)氣道，但這樣一來(lái)機(jī)背本可以設(shè)置油箱的空間便被占用了，而采用現(xiàn)有設(shè)計(jì)則機(jī)背油箱空間幾乎不受影響），而與固定外形屏蔽相比則在必要時(shí)擁有更佳的推力表現(xiàn)。這種網(wǎng)絡(luò)消息仍待日后證實(shí)，但就理論而言這種屏蔽是完全可以用現(xiàn)有材料實(shí)現(xiàn)的：以現(xiàn)有的碳纖維復(fù)合材料為例，其本來(lái)就是相當(dāng)柔軟的，通常要添加樹(shù)脂以增強(qiáng)其剛性而用于結(jié)構(gòu)體。由于屏蔽幾乎沒(méi)有負(fù)擔(dān)應(yīng)力的需求，因此本來(lái)就可以做得相當(dāng)柔軟，因此這種柔性可調(diào)屏蔽的實(shí)現(xiàn)可能性相當(dāng)高。

一開(kāi)始不裝備屏蔽除了可能是要完善屏蔽的設(shè)計(jì)外，也可能是先測(cè)試在沒(méi)有屏蔽情況下的隱身能力與推力表現(xiàn)，之后再與有屏蔽的情況作對(duì)比。西方隱身進(jìn)氣道皆未采用可調(diào)斜板，若不采用大幅彎曲的S形進(jìn)氣道且不用屏蔽，便幾乎沒(méi)有隱身能力，因此自然就不會(huì)有4比較使用屏蔽前后的隱身性能”的必要。而對(duì)T-50而言這種對(duì)比試驗(yàn)是很合乎邏輯的：屏蔽可視為調(diào)整外銷型T-50隱身性能的要素。據(jù)以上分析，T-50即使在不采用屏蔽的情況下也已在主要作戰(zhàn)模式下具有很好的進(jìn)氣道隱身性，本身已具備外銷競(jìng)爭(zhēng)力，同時(shí)也因?yàn)殡[身性具有一點(diǎn)缺陷因此政治顧慮反而較低。對(duì)于俄軍、關(guān)系較友好的客戶或在日后各國(guó)戰(zhàn)機(jī)日趨先進(jìn)以至T-50不配備屏蔽便失去競(jìng)爭(zhēng)力的情況下，可以再增加屏蔽以完善其隱身能力。

發(fā)動(dòng)機(jī)

T-50原型機(jī)搭載的發(fā)動(dòng)機(jī)是2010年1月21日才首飛的AL-41F1，這是與之搭配的第一階段第四代發(fā)動(dòng)機(jī)，而不是早前許多媒體所說(shuō)的只是將蘇-35BM的AL-41F1-S拿來(lái)代用。AL-41F1將用在原型機(jī)與初始量產(chǎn)型上，至于真正量身打造的第二階段第四代發(fā)動(dòng)機(jī)可能有“產(chǎn)品30”與“產(chǎn)品129”。

AL-41F1

AL-41F1（izdeliye-ll 7）是在AL-31F的基礎(chǔ)上大改而成的第四代發(fā)動(dòng)機(jī)，與AL-31F相比有80%為新組件，包括932毫米風(fēng)扇、高壓壓縮機(jī)、燃燒室、渦輪、控制系統(tǒng)等皆為新品，可視為一款全新發(fā)動(dòng)機(jī)。其加力推力提升至15000千克力，軍用推力9500千克力，重量約1380千克（比AL-31F輕1 50千克），能確保飛機(jī)具有超聲速巡航能力。該發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率小于AL-31F，壽命方面因推力較大，因此技術(shù)需求上略低于AL-41F1-S，大修周期設(shè)定在750小時(shí)。AL-41F1整合了三維矢量推力技術(shù)。T-50原型機(jī)使用AL-31FP的矢量噴口，系由兩個(gè)轉(zhuǎn)軸外旋30度的二維矢量噴口搭配出三維操縱能力。

AL-41F1采用無(wú)機(jī)械備份全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)，液壓機(jī)械設(shè)備僅扮演執(zhí)行者的角色而不介入控制邏輯，這使得改變發(fā)動(dòng)機(jī)控制演算規(guī)則所需的時(shí)間由過(guò)去的數(shù)個(gè)月縮短至幾分鐘，甚至不必卸下發(fā)動(dòng)機(jī)即可完成。這種控制系統(tǒng)已是第二階段四代發(fā)動(dòng)機(jī)的控制系統(tǒng)的雛型，屆時(shí)可直接轉(zhuǎn)嫁。類似的全數(shù)字控制系統(tǒng)也已用于MMPP Salyut研發(fā)的AL-31F-M3上。但AL-41F1保留了一個(gè)獨(dú)立的機(jī)械裝置（俄原文稱為“離心式調(diào)節(jié)器”），確保在所有電子系統(tǒng)失靈的情況（如核爆環(huán)境）下發(fā)動(dòng)機(jī)仍能以低功率輸出讓飛機(jī)返回機(jī)場(chǎng)。

為了能在高海拔、高空、無(wú)地面設(shè)備支持的情況下起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，AL-41F1被要求能夠在無(wú)氧環(huán)境下起動(dòng)，為此在燃燒室與加力燃燒室裝設(shè)了特殊的BPP-220-1K等離子點(diǎn)火裝置，其能夠在燃油供給的同時(shí)點(diǎn)燃等離子以助燃。BPP-220-1K由UAPO（烏法聯(lián)動(dòng)裝置生產(chǎn)集團(tuán)）生產(chǎn)，能為使用汽油、柴油乃至氣體燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行點(diǎn)火，壽命20年，第一次大修周期4000小時(shí)或1300次，也配備于蘇-35BM的AL-41F1-S上。據(jù)T-50總設(shè)計(jì)師透露，現(xiàn)有的AL-41F1在推力與速度表現(xiàn)上已能輕易實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的性能指標(biāo)，唯耗油率、發(fā)動(dòng)機(jī)自身推重比、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)易性等方面仍不屬于理想中的四代發(fā)動(dòng)機(jī)。

“產(chǎn)品30”與“產(chǎn)品129”

第二階段四代發(fā)動(dòng)機(jī)將是全新的，由以NPO-Saturn（“留里卡一土星”科研生產(chǎn)聯(lián)合體）為首的ODK（聯(lián)合發(fā)動(dòng)機(jī)公司）團(tuán)隊(duì)與MMPP Salyut（莫斯科禮炮機(jī)械制造生產(chǎn)公司）以約各占一半的比例合作研發(fā)。關(guān)于第二階段發(fā)動(dòng)機(jī)的具體性能至今沒(méi)有公開(kāi)，只知道NPO-Saturn有兩種第四代發(fā)動(dòng)機(jī)方案：“產(chǎn)品30”與“產(chǎn)品129”。

2011年5月，《今日俄羅斯》雜志刊登的NPO-Saturn技術(shù)大佬（前總設(shè)計(jì)師，現(xiàn)任副總設(shè)計(jì)師）柴普金的訪談指出.事實(shí)上目前有兩種四代發(fā)動(dòng)機(jī)，第二種目前暫稱為“型號(hào)30”，已在T-50上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，其性能參數(shù)比“117”好15%～25%。以117發(fā)動(dòng)機(jī)的推力15000千克力計(jì)算，其所說(shuō)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力可能在17000～18750千克力。

另一個(gè)NPO-Saturn的四代發(fā)動(dòng)機(jī)是“產(chǎn)品129”，比起“產(chǎn)品30”，該型號(hào)的曝光率更高，也更早被媒體批露。NPO-Saturn的總設(shè)計(jì)師史莫金（Yuri Shmotin）在2011年9月表示，這款發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)一無(wú)二的地方是它的大口徑整體式轉(zhuǎn)子，其在工作點(diǎn)以外的條件效率也很高。他還表示，“產(chǎn)品129”還在優(yōu)化中，未來(lái)將采用扁平噴口以提升隱身性。稍早俄媒的報(bào)導(dǎo)指出，“產(chǎn)品129”的軍用推力約11000千克力，加力推力約18000千克力。

姑且不管最終的四代發(fā)動(dòng)機(jī)是“產(chǎn)品30”還是“產(chǎn)品129”，根據(jù)近年TsIAM（中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院）與發(fā)動(dòng)機(jī)廠商的研究成果推測(cè)，第二階段四代發(fā)動(dòng)機(jī)可能采用2～3級(jí)風(fēng)扇、5～6級(jí)高壓壓縮機(jī)、高低壓渦輪各1級(jí)的布局（2-5-1-1或3-6-1-1布局），總壓比35～40，渦輪前溫度至少在1900～200CK甚至可能達(dá)到2100K，推重比可能在12～12.5或14～15.并且可能采用變旁通比技術(shù)。2011年4月，NPO-Saturn已宣布四代發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)度超過(guò)預(yù)期，預(yù)計(jì)將在2015年開(kāi)發(fā)完成。