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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。