俄羅斯第四代航空發(fā)動機的發(fā)展

俄羅斯第四代航空發(fā)動機最早可追溯至20世紀80年代中期NPO-Saturn（“留里卡一土星”科研生產(chǎn)聯(lián)合體）為MFI（多用途前線戰(zhàn)斗機）計劃發(fā)展的AL-41F發(fā)動機，而用于雅克-141垂直起降戰(zhàn)機的R-179M也具備第四代技術(shù)。不過，僅AL-41F勉強發(fā)展至備產(chǎn)的程度。AL-41F軍用推力與加力推力分別達12000與17700千克力，推重比10，旁通比0.2～0.3，渦輪前溫度1800～1900K（比AL-31F高250度）。在蘇聯(lián)解體初期，AL-41F已達到設(shè)計指標并完成官方試驗，至1998年最大推力已增至20000千克力，推重比達11.1。

支節(jié)橫生的第四代發(fā)動機

AL-41F于1994年便裝設(shè)于米格1 44（izdeliyel 44）上計劃試飛，但因經(jīng)費不足直至2000年2月29日才首飛，4月27日第二次試飛，之后便再無公開飛行記錄。從那時起，NPO-Saturn便有了以AL-41F技術(shù)改造AL-31F以用于舊戰(zhàn)機的計劃。另一方面，2000年普京當選總統(tǒng)后俄羅斯醞釀重啟第四代戰(zhàn)機發(fā)展計劃，此時的四代戰(zhàn)機已是體形與噸位均小于MFI的SFI（中型前線戰(zhàn)斗機），需要比AL-41F更小更輕的發(fā)動機。此外，也確定四代發(fā)動機將延后數(shù)年服役，屆時AL-41F的技術(shù)早已落伍，因此無論如何都不可能沿用已發(fā)展好的AL-41F，計劃幾乎要推翻重來。

至此，四代發(fā)動機的發(fā)展進度日益明朗：先以AL-41F的技術(shù)用于尺寸稍小的AL-31F成為推重比10的AL-41F1系列，用于蘇-35BM等3++代戰(zhàn)機以及第四代戰(zhàn)機PAK-FA（T-50）原型機與初始量產(chǎn)型。而后再以積累的技術(shù)發(fā)展第二階段四代發(fā)動機（型號未定，部分資料暫稱為AL-41F2），推重比12～12.5（2004年數(shù)據(jù)，2年后有文獻指出為14～15），用于T-50量產(chǎn)型。因此，這個四代發(fā)動機雖然目前仍稱為AL-41F但只能算是傳承AL-41F的經(jīng)驗而全新發(fā)展的發(fā)動機。

AL-41F2 -開始就被內(nèi)定為T-50的“心臟”，不過在其發(fā)展過程中卻旁生枝節(jié)。主導計劃的NPO-Saturn依據(jù)蘇聯(lián)習慣分配工作：研發(fā)者專管研發(fā)，工廠專責生產(chǎn)，并因此導致AL-31F的兩大量產(chǎn)工廠之一的MMPP Salyut（莫斯科禮炮機械制造生產(chǎn)公司）被排除在研發(fā)計劃之外而僅被賦予制造工作，雖然該廠已于1 999年成立了自己的設(shè)計局。MMPP Salyut在爭取研發(fā)未果后自行啟動AL-31F-M系列改進計劃，搶攻蘇-27SM等改型戰(zhàn)機市場。該計劃進展迅速且營銷積極，特別是后來技術(shù)水平直逼NPO-Saturn的117計劃，最終引起軍方關(guān)注。俄空軍于是在2007年宣布，四代量產(chǎn)型發(fā)動機將由NPO-Saturn與MMPP Salyut競標。而MMPP Salyut更于2007年在總統(tǒng)命令下晉升為股份公司，彷佛與NPO-Saturn形成“一官（MMPP Salyut）-民（NPO-Saturn）”對抗的局面。當時競爭雙方除在技術(shù)方面競爭外，也在媒體上展開“文宣戰(zhàn)”。參與NPO-Saturn計劃的眾廠家認為，四代發(fā)動機已非單打獨斗所能完成，即使美國的F-135也已是集體計劃，而該團隊成員多有自己的科研中心。相比之下，MMPPSalyut只能靠TsIAM（中央航空發(fā)動機研究院）協(xié)助，因此難以研制出真正的第四代發(fā)動機。MMPP Salyut則認為自身擁有AL-31F各系列生產(chǎn)與優(yōu)化的經(jīng)驗，并指出自家的AL-31F-M1已通過國家級試驗，而對手卻已多年未有通過國家級試驗的產(chǎn)品。

NPO-Saturn的計劃多年來進展緩慢的一個主要原因是公司體制問題。其為民營公司，主要客戶為俄羅斯石油天然氣公司等而非軍方企業(yè)（AL-31F其實是由其他工廠生產(chǎn)），因此該公司很難讓股東支持投入不公開且獲利不高的軍用發(fā)動機研發(fā)項目?；蛟S正因為如此，俄空軍于2007年底宣布第四代發(fā)動機將開放國營的MMPP Salyut加入競標，后者自己的AL-31F-M計劃進展順利，并計劃以AL-31F-M3為基礎(chǔ)換裝6級高壓壓氣機而進化成第四代發(fā)動機。讓雙方競標的決定本來可能有促進良性競爭的考慮，然而俄航空發(fā)動機產(chǎn)業(yè)在這之后卻出現(xiàn)了“大洗牌”，致使上述部分決策反而成為后來發(fā)動機發(fā)展上的絆腳石。

首先是俄政府在2008年趁”金融風暴”之便大量買下NPO-Saturn的股票并持過半股份，將這個民營公司收歸國有。2009年更集合幾乎所有航空發(fā)動機企業(yè)成立ODK（聯(lián)合發(fā)動機公司），其中也包括NPO-Saturn與加入其四代發(fā)動機計劃的廠商，至此第四代發(fā)動機成為ODK與MMPP Salyut競爭的局面。ODK與MMPPSalyut很快便取得共識，認為以俄羅斯的國情不可能同時投資兩種原型發(fā)動機，因此不如以合作取代競爭。但這首先需要軍方取消競標的要求，此外，MMPPSalyut是總統(tǒng)下令成立的股份公司，短期內(nèi)難與ODK合并。就這樣又拖了一年，至2010年莫斯科發(fā)動機展狀況才稍微明朗，MMPP Salyut雖未加入ODK，但其總經(jīng)理卻出任ODK副總經(jīng)理，雙方同意平分第四代發(fā)動機的研發(fā)費用（但ODK稍微過半），不過雙方仍在相互爭奪主導權(quán)。

2010年8月初，負責軍工業(yè)的俄副總理伊萬諾夫（S.lvanov）指出參與計劃的雙方必須在最短時間內(nèi)消除彼此的競爭，盡快開展第二階段的四代發(fā)動機研發(fā)。他表示：“時間就是金錢，任何拖延都會降低我們的優(yōu)勢與競爭力”。他同時還鼓勵發(fā)動機產(chǎn)業(yè)更積極地將四代軍用發(fā)動機的成果用于下一代民用發(fā)動機：因為現(xiàn)代與未來的軍民用發(fā)動機有70%的共通性。8月10日，國防工業(yè)公司（Oboroprom）總經(jīng)理指出，第二階段四代發(fā)動機的研發(fā)工作將在近期決定，此外發(fā)動機可能會在最短期限內(nèi)研發(fā)完成。由政府高層頻繁而緊密的關(guān)注來看，第四代發(fā)動機的研制已漸露曙光。

2011年4月13日，NPO-Saturn執(zhí)行經(jīng)理伊利亞·費多羅夫（lliya Fedorov）表示，第二階段四代發(fā)動機的研發(fā)進度超出預期，預計2015年可以完成并交付國防部。但無論如何，第二階段四代發(fā)動機至少也需要好幾年時間才可以完成，至少第一批量產(chǎn)型T-50應會使用第一階段發(fā)動機，但所幸已問世的改進型發(fā)動機至少在推力、速度與控制技術(shù)上已基本滿足四代戰(zhàn)機的需求，應足以撐過這一段非常時期。此外，因為四代發(fā)動機發(fā)展延后，因此屆時問世的發(fā)動機其實將不只是四代，而是“4+”代發(fā)動機。

117系列與“4+"代發(fā)動機

對于蘇-27家族稍有涉獵的讀者應該知道，老蘇-35在20世紀90年代中期換上推力14000千克力的AL-35F、14500千克力的AL-35FM以及后來用于蘇-37的AL-37FU矢量推力發(fā)動機（帶矢量噴口的AL-35FM）。事實上，這幾款發(fā)動機在設(shè)計局內(nèi)的代號是一樣的：izdeliye-117。此計劃是NPO-Saturn逐步將AL-41F的技術(shù)與經(jīng)驗應用到AL-31F上改進而成，目的是提升蘇-27系列戰(zhàn)機的性能，并作為當時尚不明朗的LFI（輕型前線戰(zhàn)斗機）與LFS（輕型前線攻擊機）在AL-41F之外的備選發(fā)動機。2000年左右，第四代戰(zhàn)機的發(fā)展日趨明確，應為噸位略小于蘇-27的SFI（中型前線戰(zhàn)斗機），該計劃選定2臺AL-31F大小的發(fā)動機做為動力，而在真正的第四代發(fā)動機問世前，先使用117發(fā)動機。除此之外，117發(fā)動機也用于3++代戰(zhàn)機——蘇-35BM。至此，117發(fā)動機又面臨重新設(shè)計，成為所謂的“第一階段第四代發(fā)動機”，后來得到正式名稱AL-41F1。

新的“117計劃”主要是以更先進的技術(shù)【注1】，使在達到當年AL-35FM與AL-37FU的推進能力時，還要滿足空軍提出的4000小時的壽命要求（大于AL-35FM的1500小時與AL-41F的3000小時）。NPO-Saturn分三階段完成"117計劃”，首先是在壽命不明顯增加的前提下達到推力要求的AL-41F1-A（117A），接著是壽命提升到要求的AL-41F1-S（117S），最后才是滿足四代戰(zhàn)機需要的版本，正式型號未定，暫稱AL-41F1 （117）?！咀?】：大體而言，117系列以AL-31F為基礎(chǔ)，應用了部分AL-41F的材料、氣動力、熱力學、設(shè)計等成果，與AL-41F有高度共通性，又被稱為“AL-31F尺寸的AL-41F“。不過，按前總設(shè)計師柴普金（Chepkin）的說法，該發(fā)動機除引入AL-41F的成果外，還應用了近年最新的技術(shù)，這是因為再先進的發(fā)動機到服役時也已落伍，更何況已發(fā)展十余年的AL-41F，因此為了維持發(fā)動機的先進性，只要還沒服役就有必要持續(xù)以最新技術(shù)改進。

蘇-35BM所用的AL-41F1-S（117S）

新的“117計劃”（四代戰(zhàn)機確立以后）是NPO-Saturn與TsIAM（中央航空動力研究院）合作改進的。最初計劃分3個階段、預計5年時間完成AL-41F的優(yōu)化，并最終于2007-2008年推出真正的第四代發(fā)動機。第一階段改型AL-41F1-A原計劃于2002年5月中組裝完成，該發(fā)動機換裝了增大進氣量與效率的風扇及新的數(shù)字控制系統(tǒng)，從而使推力增至14500千克力。至2003年9月，AL-41F1-A已完成地面試驗，并著手裝設(shè)于編號710的蘇-35原型機上待飛。2004年3月5日該架蘇-35左側(cè)換裝AL-41F1-A首飛，此試驗最大高度達1萬米，滯空55分鐘。至2005年底共完成25次飛行試驗（原計劃是35次），其中5次為雙發(fā)試驗，在雙發(fā)試驗中曾達到飛機最大馬赫數(shù)，至此第一階段試飛結(jié)束，并進廠改進。按計劃，改進后將以3年650次試驗完成。

大約自2005年起，這款發(fā)動機已改稱“117S”而不是AL-41F1-A，前總設(shè)計師柴普金接受《紅星報》專訪時提及“117S”的改進項目可知所謂“117S”已換裝風扇、渦輪、控制系統(tǒng)等，不只是僅更換風扇與控制系統(tǒng)的AL-41F-1A。

據(jù)前總設(shè)計師柴普金所言，實驗機先僅于一邊換裝117A試飛約20次確認可靠性后，開始進行雙發(fā)試驗，又測試了20余次而確認發(fā)動機可用于蘇-35BM原型機，因此首飛的蘇-35BM（901號機）便是采用117S。整理各項新聞可以推測前20次試驗是117A單發(fā)試驗，第21-25次是117A雙發(fā)試驗，第26次開始則已是修改后的117S發(fā)動機。其中，117S發(fā)動機在2008年2月5日獲得TsIAM認證而得以用于原型機首飛。

117S則是117A的增壽版本。沿用117A的新型風扇，與AL-31F基本型風扇相比，其直徑由905毫米增至932毫米、壓縮比由3.4增至3.9，進氣量由112千克/秒增至122.5千克/秒，但仍為4級風扇。由于高壓渦輪采用了新冷卻技術(shù)，因此渦輪前溫度提升到1700～1800K（約1740K）。燃燒室、低壓渦輪、數(shù)字控制系統(tǒng)也經(jīng)過了重新設(shè)計，并換裝可三維轉(zhuǎn)向的矢量噴口。發(fā)動機控制系統(tǒng)的電子部分被移植至機上，完全整合進飛控系統(tǒng)，從而實現(xiàn)了對發(fā)動機控制的最優(yōu)化。此外，發(fā)動機重量減少150千克（即發(fā)動機約重1380千克）。簡言之，117S上僅剩高壓壓氣機沿用AL-31F者（9級），已可謂新型發(fā)動機。117S的軍用推力為8800千克力，最大推力14000千克力，特殊模式推力14500千克力，大修周期1000小時，第一次大修周期1500小時（等同于AL-31F后期型的最大壽命），最大壽命4000小時，矢量噴口壽命與發(fā)動機相當。

117S發(fā)動機的14500千克力其實是依據(jù)飛機性能需求而制定的，而非此型發(fā)動機的極限。僅僅為AL-31F換裝932毫米直徑的新型風扇便已能達到1 4500千克力的推力，由此可窺見117S本身的極限絕不止如此，其只是以“過渡設(shè)計、降低使用條件”來滿足壽命。前總設(shè)計師柴普金便指出：“我們在2005年莫斯科航展上展出的發(fā)動機在正常使用模式下能確保14500千克力的推力，但這仍不是極限，發(fā)動機仍保有不小的余裕”。

除推力以外，117S的另一個特性是更好的超聲速性能。2006年2月，NPO-Saturn內(nèi)音B期干0對NPO-Saturn副總設(shè)計師馬庫科夫（E.Marchukov）專訪時便指出，117S最主要的特性是保證飛機的超聲速巡航性能【注2】。NPO-Saturn網(wǎng)站還特別強調(diào)，飛行試驗證明117S即使到馬赫數(shù)2以上穩(wěn)定性與可靠性仍然很好。至2008年4月，在901號機逾50次的試飛與710號機的試驗后，117S已驗證了在各種實用飛行條件下的性能，包括空戰(zhàn)機動、最大與最小速度、最大高度、起降操作（含矢量推力的使用）等。【注2]：至今并未正式測出，但公開信息已展示其潛力：1）僅有一側(cè)換裝117S的老蘇-35可不開加力燃燒室達到馬赫數(shù)0.98；2）蘇35BM已被發(fā)現(xiàn)在某些略超過聲速的條件下，飛機可以最大軍用推力加速。

至2005年底，117S已按計劃完成5臺原型機：117S-01用于特殊試驗，驗證能否供試飛使用：117S-02用于氣動力穩(wěn)定性與持久性驗證：117S-03用于早期飛行試驗（T-lOM-10上）：117S-04及05在經(jīng)過必要測試后，于2007年春裝設(shè)于蘇-35BM的901號機上。至2008年初，還在準備另外8臺完整版117S發(fā)動機：2臺用于壽命試驗：1臺供TsIAM進行熱力學試驗：3臺用于即將于2008年年中投入試飛的第2架蘇-35BM原型機（不過后來二號原型機902號搭載的是AL-31FP）：1臺用于特殊試驗：1臺用于國家級試驗。此型發(fā)動機將由UMPO發(fā)動機工廠生產(chǎn)。生產(chǎn)線已建立完成，2009年初撞毀的蘇-35BM的904號機上便搭載了由生產(chǎn)線上生產(chǎn)的117S發(fā)動機。

T-50的AL-41F1

T-50的AL-41F1相比117S在推力、油耗、控制系統(tǒng)等方面都更加進化。NPO-Saturn副總設(shè)計師馬庫科夫表示，盡管AL-41F1的外形與AL-31F幾乎相同，但有80%為全新技術(shù)，包括風扇、高壓壓氣機、燃燒室、渦輪、全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)、等離子點火系統(tǒng)等。

有別于117S考慮與舊戰(zhàn)機兼容而在控制系統(tǒng)中保留部分機械控制，AL-41F1采用全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)，液壓機械系統(tǒng)僅扮演命令執(zhí)行者的角色。馬庫科夫指出，在保有機械控制的情況下，修改發(fā)動機的演算規(guī)則需費時數(shù)月，而在全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)上僅需幾分鐘便可完成，甚至不需拆卸發(fā)動機，因此可以大幅加快發(fā)動機的研發(fā)進度。不過AL-41F1保有一個機械備份（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）發(fā)動機仍能以低功率輸出讓飛機返回機場。T-50的總設(shè)計師更指出，這種控制系統(tǒng)基本上已挖掘出AL-41 F1應有的所有控制潛力，因此幾乎能直接轉(zhuǎn)稼到第二階段的四代發(fā)動機上。

最特別的是等離子點火技術(shù)。以往為了在高高度起動發(fā)動機，需要有供氧系統(tǒng)，甚至機場也要有相應設(shè)備，但在第四代發(fā)動機的技術(shù)需求上多了“無氧環(huán)境點火”一項，并為此開發(fā)了等離子點火系統(tǒng)，置于燃燒室與加力燃燒室，能在供油的同時點燃電弧等離子而起動發(fā)動機【注3】。與此對比，蘇-35BM上的TA-14-130-35輔助動力單元已可在1萬米以下起動發(fā)動機。

等離子點火系統(tǒng)型號為BPP-220-1K，由UAPO（烏法聯(lián)動裝置生產(chǎn)集團）生產(chǎn)，能為使用汽油、柴油乃至氣體燃料的發(fā)動機進行點火。其本體（含供電系統(tǒng)等）尺寸為215×118×105立方毫米，重4千克，第一次大修周期4000小時或1300次，壽命20年。點火裝置可使用SPL-01或SPL-03-3，前者擊穿電壓5千伏，重150克，后者擊穿電壓6千伏，重250克，兩者壽命都是15年或1 300次。以往的報道僅強調(diào)本系統(tǒng)用于T-50的AL-41F1發(fā)動機，但根據(jù)2012年莫斯科發(fā)動機展的廠商新聞，該系統(tǒng)也用于AL-41F1-S。【注3]：更詳細的原理沒有多談，但其可能是以電弧等離子將燃油分解成易于反應的小分子而助燃。這種技術(shù)其實可用來提升燃油的燃燒效率，因此這個等離子點火系統(tǒng)未來是否會發(fā)展成常備使用的助燃系統(tǒng)相當值得觀察。

AL-41F1最大推力提升至15000千克力，而軍用推力網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)由8800至9800千克力都有，但按AL-41F1-S的比例計算則約9100千克力，波蘭航空專家布托維斯基（Piotr Butowski）的資料則指出是9500千克力。這個推力的版本早在2007年便在改進中。其實以架構(gòu)論，AL-41F1的推力仍有相當大的提升潛力，2004年4月1 4日俄羅斯航空新聞網(wǎng)便指出，這種“AL-31F尺寸的AL-41F”推力在14000～16000千克力，另外綜觀部分俄媒報道以及NPO-Saturn舊版官網(wǎng)數(shù)據(jù)可推估，這種AL-31F的終極改進型最大推力應可達15500～16000千克力。事實上，117S的風扇進氣量與壓縮比的乘積以及渦輪前溫度與MMPP Salyut研制的AL-31F-M3相似（壓縮比4.2，直徑924毫米，進氣量大于或等于119千克/秒，渦輪前溫度比基本型約提高100K），后者最大推力已測達15300千克力。由此可推知僅117S的性能極限便可能達15000千克力級，AL-41F1要超過15000千克力應輕而易舉。

AL-41F1尚未發(fā)揮應有的推力極限可能是基于技術(shù)需求。T-50的總設(shè)計師便表示，盡管其并非最優(yōu)化的四代發(fā)動機，但已讓飛機設(shè)計師實現(xiàn)所有的技術(shù)需求而且游刃有余。另外有分析指出，AL-41F1在推力與超聲速巡航方面滿足四代戰(zhàn)機需求，而在油耗與后勤維護上不滿足四代需求，后勤方面的缺陷來自較復雜的先天設(shè)計，其中包括較多的壓氣機級數(shù)。此外，AL-41F1由于推力比AL-41F1-S增加500千克力，使其壽命有所減少，其技術(shù)需求制定的大修周期由1000小時降為750小時。

AL-41F1的飛行試驗與T-50幾乎同步。2010年1月21日才裝設(shè)于編號710的蘇-35首飛，歷時45分鐘，之后幾天在進行若干必要試驗后獲準用于T-50飛行試驗機。試驗中的AL-41F1的矢量噴口采用AL-31FP的設(shè)計。據(jù)NPO-Saturn副總設(shè)計師馬庫科夫的說法，至2011年8月底已制造出20臺T-50所用的117發(fā)動機，地面試驗完全滿足設(shè)計值，而空中試驗數(shù)據(jù)將在2011年底完成分析，并在2013年進行國家級試驗。

在2010年T-50剛首飛后，俄媒曾報導指出NPO-Saturn有117的最后增推方案，當作四代發(fā)動機進度拖延時的備案。2011年莫斯科航展時，作者從NPO-Saturn參展人員處得知，117將不會有更大推力的改型，在現(xiàn)有117發(fā)動機之后就會直接跳入第二階段四代發(fā)動機。而NPO-Saturn的執(zhí)行經(jīng)理菲德洛夫在2011年4月也已指出，117發(fā)動機只會用在T-50原型機與2015年服役的初始量產(chǎn)型上，之后若繼續(xù)發(fā)展與生產(chǎn)117”是沒有好處的”。這其實是”好消息”，因為這意味著真正的四代發(fā)動機將會如期問世。

NPO-Saturn的4-r-代發(fā)動機

第二階段四代發(fā)動機將引入近年新技術(shù)以超越歐美對手，前總設(shè)計師柴普金稱其為4+代發(fā)動機。據(jù)2004年俄航空新聞網(wǎng)，AL-41F2將引入更多新的材料技術(shù)，包括新的單晶鑄造技術(shù)、更多陶瓷與陶瓷合金的應用等，并采用具有新型高負載葉片的渦輪及壓氣機、變旁通比技術(shù)等，推重比由11.1提升至12～12.5。

集各家所長研制新發(fā)動機

由2007年8月8-14日的《軍工通信》周報（VPK）對前總設(shè)計師柴普金的采訪可知，這款4+代發(fā)動機基本上算是重新研制，主要原因是四代戰(zhàn)機T-50的噸位與當年MFI差異頗大，因此對發(fā)動機的尺寸與推進能力有新的要求。柴普金同時表示，為了發(fā)展出日后有競爭力的發(fā)動機，不能只基于現(xiàn)有技術(shù)，同時還在為其預研一些8～10年后才會實用化的技術(shù)。

這款4+代發(fā)動機由俄羅斯各大發(fā)動機公司合作開發(fā)，各獻所長，并由NPO-Saturn主導，事實上整個合作計劃一開始就是由NPO-Saturn所發(fā)起。當時已網(wǎng)羅了11個機構(gòu)，其中4個機構(gòu)分別負責幾個主要部件的研發(fā)：克里莫夫設(shè)計局（Klimov）主導發(fā)動機附件箱與矢量噴口的研制、NPP Mot4bf0834eb993b2ee879f31d8d684d040f0678983420478984714d1034b3179c3or負責低壓壓氣機加力燃燒室、Aviadvigatel（“航空發(fā)動機”）負責燃燒室等。NPO-Saturn本身則負責高壓壓氣機、控制系統(tǒng)、噴口隱身處理等。

在各個協(xié)作廠中，AMNTK Soyuz的技術(shù)相當值得注意，其曾研制出第一種帶加力燃燒室的垂直起降戰(zhàn)機發(fā)動機R79V-300供雅克-141使用。以該發(fā)動機為基礎(chǔ)的改進發(fā)動機曾與AL-41F競標MFI發(fā)動機而落敗。然而，AMNTKSoyuz后來仍以自有經(jīng)費繼續(xù)發(fā)展出相當于AL-41F的四代發(fā)動機R119-300，其最大推力達20000千克力，無加力燃燒室的民用版R134-300推力達11000千克力，設(shè)計用于以馬赫數(shù)2巡航的超聲速客機。R119-300完全沿用R79V-300的高壓段（高壓壓氣機一燃燒室一高壓渦輪），附加新設(shè)計的風扇與低壓渦輪等，其最主要特色是采用變旁通比技術(shù)（據(jù)指出R79V-300的高壓段的尺寸使得可以輕易地附加變旁通比技術(shù)），使得在渦輪前溫度不需要很高的情況下可以達到四代發(fā)動機的技術(shù)指標。在隱身處理方面，AMNTK Soyuz還設(shè)計了噴口內(nèi)屏蔽，能降低后半球的RCS（雷達反射截面積）與紅外特征。此外，AMNTK Soyuz在高效率加力燃燒室、新型矢量噴口等方面也有相當成就，是NPO-Saturn之外另一個擁有完整四代戰(zhàn)機發(fā)動機原型機的廠家。在蘇-35BM發(fā)展初期，AMNTKSoyuz也提供過備選發(fā)動機，其最大推力約14750千克力，與117S相當，但軍用推力卻達10260千克力，大大超過117S而更適合超聲速巡航。然而最終NPO-Saturn還是被選為四代發(fā)動機領(lǐng)導廠家，蘇-35BM也選用了117S，其主要原因可能在發(fā)動機的尺寸：AMNTK Soyuz的四代發(fā)動機也是與AL-41F相當?shù)拇笮桶l(fā)動機，例如前述無加力燃燒室的R134-300便重達1900千克，這樣的發(fā)動機要用在蘇-35BM或T-50上勢必要與AL-41F -樣進行大改，而NPO-Saturn正好有AL-31F這一規(guī)格的先進發(fā)動機，故以NPO-Saturn的方案過渡到四代發(fā)動機似乎是最保險的路徑。

技術(shù)特性

目前關(guān)于NPO-Saturn的第二階段四代發(fā)動機的資料相當缺乏也相當混亂，俄文版維基百科指出其為“產(chǎn)品127”（izdeliye-127），軍用推力與加力推力分別為11000與17500千克力。另有俄文報道指出新發(fā)動機稱為“產(chǎn)品129”，軍用推力與加力推力分別為11000千克力與18000千克力。而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)計師，現(xiàn)任副總設(shè)計師）柴普金的訪談指出：“事實上，目前我們有兩種四代發(fā)動機，第二種目前暫稱為”型號30”，已在T-50上進行了飛行試驗，其性能參數(shù)比117好15%～25%?！币?17發(fā)動機推力15000千克力計算，柴普金所說的發(fā)動機推力可能在17000～18750千克力。

除此之外，作者也整理了多年來在NPO-Saturn官網(wǎng)上搜集到的相關(guān)資料，有助于一窺其四代發(fā)動機技術(shù)特點。舊版NPO-Saturn官網(wǎng)的一幅四代發(fā)動機示意圖指出，基本型的高壓壓氣機壓比小于6.7，渦輪前溫度1950～2100K，供船艦、發(fā)電站等所用者壓比提高至12～14，并有縮小版供攻擊機、教練機等其他機型使用。更舊版的官網(wǎng)（約2003～2004年）上也曾公布一些該公司已攻克的發(fā)動機技術(shù)，包括：提升發(fā)動機機械及熱力學性能的新型合金及復合材料：用新材料制造的燃燒室及渦輪能使渦輪前溫度提升至2000～2200K：將總壓比提升至35～40的新型壓氣機?？偨Y(jié)這些資料可發(fā)現(xiàn)新的四代發(fā)動機渦輪前溫度比AL-41F更高，應該在1950K以上甚至可能超過2000K，這種操作溫度加上35～40的總壓比，已達到歐美發(fā)展中的推重比14～15的發(fā)動機指標。

以上這些以往只有廣告牌與網(wǎng)站用文字描述的技術(shù)在2011年莫斯科航展上多有實物展出。TsIAM在2011年莫斯科航展上展出了名為“未來發(fā)動機”的風扇部件、高壓壓氣機與渦輪葉片、以及燃燒室等。其中，風扇部件有著復雜的外形，是通過三維流體力學的研究設(shè)計出來的。高溫高壓組件的部分，有“鉆石一碳化硅”復合材料制成的非冷卻式空心渦輪葉片，操作溫度1450～1550K，還有操作溫度在1850～2050K的冷卻式高壓渦輪葉片，另有一種高壓渦輪葉片，用在燃氣輪機時操作溫度為1700K，用在“高機動飛機”時則是2100K。與2007年莫斯科航展時只展出工作溫度2000～2200K的陶瓷渦輪葉片模型相比，2011年莫斯科航展上展示的幾乎都是實物，且展示范圍涵蓋低壓到高溫高壓組件。這些小細節(jié)或許反映出俄羅斯發(fā)動機產(chǎn)業(yè)的快速發(fā)展。

在2007年8月8-14日的《軍工通信》周報中，柴普金指出，目前服役中的發(fā)動機的第一次大修周期已達到1000小時，但其研制中的實驗品已可達2000小時及4000小時。他指出，四代發(fā)動機原型機的第一次大修周期約300小時，定型后達2000小時。未來將讓發(fā)動機大修周期增至4000小時，與戰(zhàn)機機體壽命齊平。

AL-31F-M系列與4+代發(fā)動機

MMPP Salyut是AL-31F的兩大量產(chǎn)工廠之一，于1999年成立FPDB（前瞻計劃設(shè)計局），具備發(fā)動機研改能力。但2000年6月23日NPO-Saturn接受“產(chǎn)品117S”（izdeliye-ll7S）的研制計劃時，MMPP Salyut以其僅為發(fā)動機生產(chǎn)廠的身份而不能參與研制。因此其于2000年夏開始進行自己的AL-31F改進計劃——AL-31F-M系列。由于該計劃的進度甚至比117S更快，因而能趕上蘇-27SM改進方案，成為蘇-27SM改進計劃所用的發(fā)動機。MMPP Salyut并與TsIAM合作，計劃以AL-31F-M系列為基礎(chǔ)，一路引入TsIAM的新技術(shù)而演進到“4+”代發(fā)動機。雖然這種單打獨斗的發(fā)展方式受到參與研制AL-41F2的各家廠商的批評，但俄空軍最終決定讓MMPP Salyut與NPO-Saturn在4+代發(fā)動機計劃上進行競爭。而MMPP Salyut更于2007年初跳脫“工廠”身份，而改組為“股份公司”。

AL-31F-M系列發(fā)動機

AL-31F-M系列發(fā)動機是MMPPSalyut在被排除于四代發(fā)動機研發(fā)行列后，于2002年7月自行發(fā)起的改進計劃，目標是競爭蘇-27改進型戰(zhàn)機的發(fā)動機市場。原計劃是至2005年分三階段改進AL-31F發(fā)動機，包括最大推力13300千克力的AL-31F-M1、14000千克力的AL-31F-M2以及14600千克力的AL-31F-M3。從這推力與年份的演進不難看出頗有與NPO-Saturn的117系列一決高下的味道。本系列發(fā)動機因為進展快，因此甫一推出便被選為蘇-27SM的發(fā)動機。本系列發(fā)動機是以MMPPSalyut自己的設(shè)計局接受TsIAM的科研支持所改進的，據(jù)說有相當一部分研發(fā)資金來自中國。

AL-31F-M1換裝KND-924-4風扇（4級，直徑924毫米，壓比3.68，進氣量119千克/秒）、SAU-235無液壓機械備份全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)、KRD-99Ts數(shù)字發(fā)動機管理器。2002年1月25日裝上蘇-27的37-11號機（595號機）并于年底首飛。當時其軍用推力與加力推力分別提升至8300千克力和13300千克力，此外其低速加速性能更好，令蘇-27在1.1萬米高空從300千米/時加速到1200千米/時比過去減少26秒。有數(shù)據(jù)顯示，AL-31F-M1可選用最大推力模式或增壽模式，前者的最大推力達13500千克力，軍用推力達8250千克力，渦輪前溫度1690K（比基本型提升25K），進氣量119千克/秒（基本型113千克/秒），最大推力耗油率與基本型同為1 96千克/千克力·時，軍用推力耗油率則略降至0.77千克/千克力·時（基本型為0 78千克/千克力·時）。當采用第二種模式時，進氣量為114千克/秒，渦輪前溫度降為1630K（低于基本型），最大推力耗油率略增至1.97千克/千克力·時，軍用推力耗油率0.77千克/千克力·時，而最大推力與軍用推力則維持在基本型的7670與12500千克力，但大修周期與壽限分別增至1000小時與4000小時。發(fā)動機重1520千克，但加上附件等則為2100千克。

2006年10月10日，俄空軍總司令米哈伊洛夫?qū)ν庑糀L-31F-M1通過國家級試驗。2007年2月28日開始量產(chǎn)，并于4月交付俄軍。首批24架改進的蘇-27SM已通過升級方式將發(fā)動機更換為AL-31F-M1。另外按廠商消息，2005年底，俄海軍考慮為蘇-33系列戰(zhàn)機換裝AL-31F-M1，并準備為中國的蘇-27SK.殲11、蘇-30MKK提供AL-31F-M1。此外，2005年，MMPP Salyut以AL-31F-M1的技術(shù)制造出齒輪箱在下的AL-31FN原型，稱為AL-31FN-M1（izdeliye-39Ml），供中國殲10戰(zhàn)機使用，該發(fā)動機同時還配有矢量推力噴口。而在進行國家級試驗中的5架蘇-34戰(zhàn)斗轟炸機中有一架也用于測試AL-31F-M1，試驗結(jié)果良好因此俄空軍將考慮為后續(xù)的蘇-34配備此型發(fā)動機。

原定2004年試驗的AL-31F-M2于2006年初才著手進行試驗。其又被稱為AL-31F-SM，末尾的“SM”表示專用于蘇-27SM戰(zhàn)機。這款發(fā)動機主要的改進項目是更換渦輪（渦輪前溫度約提升100K），并改進KND-924-4風扇的葉片，2006年秋測得推力達14200千克力，有消息指出其最終推力可能達到14500千克力，已相當于原定AL-31F-M3的推力。至2012年3月，AL-31F-M2已在TsIAM完成地面試驗，包括模擬飛行狀態(tài)的試驗。其地面推力達到14500千克力，比AL-31F-M1多7%，而飛行狀態(tài)推力增幅更大，比AL-31F-M1多9%。MMPP Salyut已建議將這種發(fā)動機用于蘇-27、蘇-30和蘇-34的后續(xù)型號。

AL-31F-M3改用3級寬葉片風扇KND-924-3，其由TsIAM協(xié)助研制，一體成形且無扇葉間邊緣隔板，壓比增至4.2，有專家指其已屬5代技術(shù)。AL-31F-M3還改進了渦輪葉片，同時改進燃燒室，并采為T-50研制的全數(shù)字式控制系統(tǒng)。至2008年實際測試達15300千克力推力，新資料指出未來可能達15500千克力，這數(shù)據(jù)也間接反映出T-50的推力需求在15500千克力左右。

MMPP Salyut的4+代發(fā)動機

MMPP Salyut的4+代發(fā)動機便是以AL-31F-M3為基礎(chǔ)的下一階段改進型，首先將更換一種6級高壓壓氣機。MMPP Salyut型錄指出，正與TsIAM合作研制一種壓比達9.3的高壓壓氣機，分析便是上述6級壓氣機。此外，其亦與TsIAM及VIAM（航空材料研究院）進行新型渦輪材料的研制計劃，將使渦輪前溫度提升至2000K以上。TsIAM本身也在研究操作溫度2100K以上的陶瓷渦輪，預計用于4+或5代發(fā)動機。

矢量推力技術(shù)

矢量推力控制能力（TVC）已成為俄系3++代戰(zhàn)機的標準配備，而且其使用目的除單純提升飛行效率外，還提供飛機失速后機動能力。俄羅斯矢量推力技術(shù)可分為“留里卡式”與“克里莫夫式”兩大類。

由NPO-Saturn研制的矢量噴口在俄羅斯首先實現(xiàn)實用化，其研制于1986年便已展開，當時一方面應西蒙諾夫（Simonov）的要求為蘇-27M計劃研制，另一方面也為四代發(fā)動機AL-41F做技術(shù)儲備。最早的實驗噴口早在1989年就進行了飛行試驗，之后便開始研制制式化矢量噴口，即后來用于AL-37FU及AL-31FP的AL-100噴口，在AL-37FU上該噴口僅增重100千克，后來在AL-31FP上則僅增重70千克。1996年，用于蘇-37的已屬實用型噴口的原型，相比之下，同期的美國F-15SMTD與F/A-18的矢量推力實驗機所用者僅噴口機構(gòu)就重逾1000千克，也因此仍需額外配重，距實用尚遠。唯蘇聯(lián)解體無力添購蘇-37，使得這種矢量推力技術(shù)延后至2000年才隨蘇-3CMKI近入印度空軍服役，因此被F-22所用的F-119擠下，成為全球第二種服役的矢量推力技術(shù)。

留里卡式噴口簡言之就是“整體連動”，即一口氣讓整個噴口活動。在AL-31FP上，其噴口運動幅度為上下15度，移動速度約30度/秒。AL-41F發(fā)動機的噴口開始具備三維活動能力。這類矢量噴口的最大特色就是構(gòu)造簡單，能快速實用化。在AL-37FU上，最初的留里卡式矢量噴口甚至簡單到僅能在一個平面上活動，但在蘇-30MKI上采用特殊的設(shè)計，將兩個噴口的活動軸分別向外旋轉(zhuǎn)32度，這樣一來兩個噴口便能搭配出三維矢量推力控制，這種設(shè)計以相當簡單的技術(shù)便能賦予雙發(fā)戰(zhàn)機三維矢量推力，已用于蘇-30MKI.蘇-30MKM、蘇-35BM甚至T-50。2011年莫斯科航展上，留里卡設(shè)計局參展人員指出，這種“二維仿三維”的設(shè)計能滿足雙發(fā)戰(zhàn)機的需求，加上構(gòu)造更簡單，因此雖然設(shè)計局也有真正的三維矢量噴口，但暫不打算用于雙發(fā)戰(zhàn)機。

克里莫夫設(shè)計局研制的矢量噴口則與歐美研制中的類似，系藉由調(diào)整每個或部分噴口葉片來改變推力方向，因此其活動時每個噴口葉片之間有相對差動，看起來不像留里卡式噴口那般生硬，而是有種“軟綿綿”的感覺。這種噴口最初是為米格-29所用的RD-33系列發(fā)動機研制，后來MMPP Salyut將之引進用于AL-31FN與AL-31F-M系列發(fā)動機?？死锬驀娍诨顒臃容^大且運動速度更快。用于AL-31F-M1的噴口在各方向的活動幅度為16度，米格-29M OVT所用者則達20度，后者已與西方研制中的噴口相當。而AL-31F-M1所用的噴口活動速度達45度/秒，米格-29M OVT所用者更高達60度/秒，皆超過西方研制中的噴口（約40度/秒）。克里莫夫式噴口似乎較具前瞻性，故其目前已成為4+代發(fā)動機矢量噴口的研制者。該公司總經(jīng)理指出，這種用于新款RD-33的矢量噴口已經(jīng)屬于第4代噴口。

類似F-22所用的扁平噴口也在研制中，這種噴口因為大量遮蔽渦輪葉片與加力燃燒室而有更低的雷達與紅外信號，然而氣流從渦輪流出后將快速由圓形截面過度到矩形，而造成推力損失。在20世紀80年代的早期研究中發(fā)現(xiàn)，推力會損失14%～17%，因此僅發(fā)展圓形截面噴口。而目前技術(shù)進步后，推力損失降至5%～7%，這種程度的推力損失搭配伴隨而來的隱身性，已滿足穿透打擊的需要。不過，NPO-Saturn正在嘗試將推力損失降至2%～3%。

關(guān)于俄制4+代發(fā)動機的研析

由于俄羅斯發(fā)動機研制仍都有TsIAM與VIAM的技術(shù)支持，因此NPO-Saturn與MMPP Salyut的產(chǎn)品可視為俄羅斯發(fā)動機目前的水平?？偨Y(jié)這些信息以及過去AL-41F已達到的成果分析，俄制4+代發(fā)動機的技術(shù)指標大致為：2～3級風扇、5～6級高壓壓氣機、高低壓渦輪各1級（2-5-1-1或3-6-1-1布局）、總壓比35～40.渦輪前溫度至少在1900～2000K甚至可能達到2100K。這些大致符合推重比14～15發(fā)動機的指標，因此俄制4+代發(fā)動機推重比在14～15的可能性很高。以117發(fā)動機約1400千克重量估計，若推重比提升到12～12.5則最大推力在16800～17500千克力。若推重比為14～15，則最大推力在196000～21000千克力。矢量推力則可能有±20度活動范圍與60度/秒活動速率。