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俄罗斯第四代航空发动机最早可追溯至20世纪80年代中期NPO-Saturn（“留里卡一土星”科研生产联合体）为MFI（多用途前线战斗机）计划发展的AL-41F发动机，而用于雅克-141垂直起降战机的R-179M也具备第四代技术。不过，仅AL-41F勉强发展至备产的程度。AL-41F军用推力与加力推力分别达12000与17700千克力，推重比10，旁通比0.2～0.3，涡轮前温度1800～1900K（比AL-31F高250度）。在苏联解体初期，AL-41F已达到设计指标并完成官方试验，至1998年最大推力已增至20000千克力，推重比达11.1。
支节横生的第四代发动机
AL-41F于1994年便装设于米格1 44（izdeliyel 44）上计划试飞，但因经费不足直至2000年2月29日才首飞，4月27日第二次试飞，之后便再无公开飞行记录。从那时起，NPO-Saturn便有了以AL-41F技术改造AL-31F以用于旧战机的计划。另一方面，2000年普京当选总统后俄罗斯酝酿重启第四代战机发展计划，此时的四代战机已是体形与吨位均小于MFI的SFI（中型前线战斗机），需要比AL-41F更小更轻的发动机。此外，也确定四代发动机将延后数年服役，届时AL-41F的技术早已落伍，因此无论如何都不可能沿用已发展好的AL-41F，计划几乎要推翻重来。
至此，四代发动机的发展进度日益明朗：先以AL-41F的技术用于尺寸稍小的AL-31F成为推重比10的AL-41F1系列，用于苏-35BM等3 代战机以及第四代战机PAK-FA（T-50）原型机与初始量产型。而后再以积累的技术发展第二阶段四代发动机（型号未定，部分资料暂称为AL-41F2），推重比12～12.5（2004年数据，2年后有文献指出为14～15），用于T-50量产型。因此，这个四代发动机虽然目前仍称为AL-41F但只能算是传承AL-41F的经验而全新发展的发动机。
AL-41F2 -开始就被内定为T-50的“心脏”，不过在其发展过程中却旁生枝节。主导计划的NPO-Saturn依据苏联习惯分配工作：研发者专管研发，工厂专责生产，并因此导致AL-31F的两大量产工厂之一的MMPP Salyut（莫斯科礼炮机械制造生产公司）被排除在研发计划之外而仅被赋予制造工作，虽然该厂已于1 999年成立了自己的设计局。MMPP Salyut在争取研发未果后自行启动AL-31F-M系列改进计划，抢攻苏-27SM等改型战机市场。该计划进展迅速且营销积极，特别是后来技术水平直逼NPO-Saturn的117计划，最终引起军方关注。俄空军于是在2007年宣布，四代量产型发动机将由NPO-Saturn与MMPP Salyut竞标。而MMPP Salyut更于2007年在总统命令下晋升为股份公司，彷佛与NPO-Saturn形成“一官（MMPP Salyut）-民（NPO-Saturn）”对抗的局面。当时竞争双方除在技术方面竞争外，也在媒体上展开“文宣战”。参与NPO-Saturn计划的众厂家认为，四代发动机已非单打独斗所能完成，即使美国的F-135也已是集体计划，而该团队成员多有自己的科研中心。相比之下，MMPPSalyut只能靠TsIAM（中央航空发动机研究院）协助，因此难以研制出真正的第四代发动机。MMPP Salyut则认为自身拥有AL-31F各系列生产与优化的经验，并指出自家的AL-31F-M1已通过国家级试验，而对手却已多年未有通过国家级试验的产品。
NPO-Saturn的计划多年来进展缓慢的一个主要原因是公司体制问题。其为民营公司，主要客户为俄罗斯石油天然气公司等而非军方企业（AL-31F其实是由其他工厂生产），因此该公司很难让股东支持投入不公开且获利不高的军用发动机研发项目。或许正因为如此，俄空军于2007年底宣布第四代发动机将开放国营的MMPP Salyut加入竞标，后者自己的AL-31F-M计划进展顺利，并计划以AL-31F-M3为基础换装6级高压压气机而进化成第四代发动机。让双方竞标的决定本来可能有促进良性竞争的考虑，然而俄航空发动机产业在这之后却出现了“大洗牌”，致使上述部分决策反而成为后来发动机发展上的绊脚石。
首先是俄政府在2008年趁”金融风暴”之便大量买下NPO-Saturn的股票并持过半股份，将这个民营公司收归国有。2009年更集合几乎所有航空发动机企业成立ODK（联合发动机公司），其中也包括NPO-Saturn与加入其四代发动机计划的厂商，至此第四代发动机成为ODK与MMPP Salyut竞争的局面。ODK与MMPPSalyut很快便取得共识，认为以俄罗斯的国情不可能同时投资两种原型发动机，因此不如以合作取代竞争。但这首先需要军方取消竞标的要求，此外，MMPPSalyut是总统下令成立的股份公司，短期内难与ODK合并。就这样又拖了一年，至2010年莫斯科发动机展状况才稍微明朗，MMPP Salyut虽未加入ODK，但其总经理却出任ODK副总经理，双方同意平分第四代发动机的研发费用（但ODK稍微过半），不过双方仍在相互争夺主导权。
2010年8月初，负责军工业的俄副总理伊万诺夫（S.lvanov）指出参与计划的双方必须在最短时间内消除彼此的竞争，尽快开展第二阶段的四代发动机研发。他表示：“时间就是金钱，任何拖延都会降低我们的优势与竞争力”。他同时还鼓励发动机产业更积极地将四代军用发动机的成果用于下一代民用发动机：因为现代与未来的军民用发动机有70%的共通性。8月10日，国防工业公司（Oboroprom）总经理指出，第二阶段四代发动机的研发工作将在近期决定，此外发动机可能会在最短期限内研发完成。由政府高层频繁而紧密的关注来看，第四代发动机的研制已渐露曙光。
2011年4月13日，NPO-Saturn执行经理伊利亚·费多罗夫（lliya Fedorov）表示，第二阶段四代发动机的研发进度超出预期，预计2015年可以完成并交付国防部。但无论如何，第二阶段四代发动机至少也需要好几年时间才可以完成，至少第一批量产型T-50应会使用第一阶段发动机，但所幸已问世的改进型发动机至少在推力、速度与控制技术上已基本满足四代战机的需求，应足以撑过这一段非常时期。此外，因为四代发动机发展延后，因此届时问世的发动机其实将不只是四代，而是“4 ”代发动机。 117系列与“4 "代发动机
对于苏-27家族稍有涉猎的读者应该知道，老苏-35在20世纪90年代中期换上推力14000千克力的AL-35F、14500千克力的AL-35FM以及后来用于苏-37的AL-37FU矢量推力发动机（带矢量喷口的AL-35FM）。事实上，这几款发动机在设计局内的代号是一样的：izdeliye-117。此计划是NPO-Saturn逐步将AL-41F的技术与经验应用到AL-31F上改进而成，目的是提升苏-27系列战机的性能，并作为当时尚不明朗的LFI（轻型前线战斗机）与LFS（轻型前线攻击机）在AL-41F之外的备选发动机。2000年左右，第四代战机的发展日趋明确，应为吨位略小于苏-27的SFI（中型前线战斗机），该计划选定2台AL-31F大小的发动机做为动力，而在真正的第四代发动机问世前，先使用117发动机。除此之外，117发动机也用于3 代战机——苏-35BM。至此，117发动机又面临重新设计，成为所谓的“第一阶段第四代发动机”，后来得到正式名称AL-41F1。
新的“117计划”主要是以更先进的技术【注1】，使在达到当年AL-35FM与AL-37FU的推进能力时，还要满足空军提出的4000小时的寿命要求（大于AL-35FM的1500小时与AL-41F的3000小时）。NPO-Saturn分三阶段完成"117计划”，首先是在寿命不明显增加的前提下达到推力要求的AL-41F1-A（117A），接着是寿命提升到要求的AL-41F1-S（117S），最后才是满足四代战机需要的版本，正式型号未定，暂称AL-41F1 （117）。【注1】：大体而言，117系列以AL-31F为基础，应用了部分AL-41F的材料、气动力、热力学、设计等成果，与AL-41F有高度共通性，又被称为“AL-31F尺寸的AL-41F“。不过，按前总设计师柴普金（Chepkin）的说法，该发动机除引入AL-41F的成果外，还应用了近年最新的技术，这是因为再先进的发动机到服役时也已落伍，更何况已发展十余年的AL-41F，因此为了维持发动机的先进性，只要还没服役就有必要持续以最新技术改进。
苏-35BM所用的AL-41F1-S（117S）
新的“117计划”（四代战机确立以后）是NPO-Saturn与TsIAM（中央航空动力研究院）合作改进的。最初计划分3个阶段、预计5年时间完成AL-41F的优化，并最终于2007-2008年推出真正的第四代发动机。第一阶段改型AL-41F1-A原计划于2002年5月中组装完成，该发动机换装了增大进气量与效率的风扇及新的数字控制系统，从而使推力增至14500千克力。至2003年9月，AL-41F1-A已完成地面试验，并着手装设于编号710的苏-35原型机上待飞。2004年3月5日该架苏-35左侧换装AL-41F1-A首飞，此试验最大高度达1万米，滞空55分钟。至2005年底共完成25次飞行试验（原计划是35次），其中5次为双发试验，在双发试验中曾达到飞机最大马赫数，至此第一阶段试飞结束，并进厂改进。按计划，改进后将以3年650次试验完成。
大约自2005年起，这款发动机已改称“117S”而不是AL-41F1-A，前总设计师柴普金接受《红星报》专访时提及“117S”的改进项目可知所谓“117S”已换装风扇、涡轮、控制系统等，不只是仅更换风扇与控制系统的AL-41F-1A。
据前总设计师柴普金所言，实验机先仅于一边换装117A试飞约20次确认可靠性后，开始进行双发试验，又测试了20余次而确认发动机可用于苏-35BM原型机，因此首飞的苏-35BM（901号机）便是采用117S。整理各项新闻可以推测前20次试验是117A单发试验，第21-25次是117A双发试验，第26次开始则已是修改后的117S发动机。其中，117S发动机在2008年2月5日获得TsIAM认证而得以用于原型机首飞。
117S则是117A的增寿版本。沿用117A的新型风扇，与AL-31F基本型风扇相比，其直径由905毫米增至932毫米、压缩比由3.4增至3.9，进气量由112千克/秒增至122.5千克/秒，但仍为4级风扇。由于高压涡轮采用了新冷却技术，因此涡轮前温度提升到1700～1800K（约1740K）。燃烧室、低压涡轮、数字控制系统也经过了重新设计，并换装可三维转向的矢量喷口。发动机控制系统的电子部分被移植至机上，完全整合进飞控系统，从而实现了对发动机控制的最优化。此外，发动机重量减少150千克（即发动机约重1380千克）。简言之，117S上仅剩高压压气机沿用AL-31F者（9级），已可谓新型发动机。117S的军用推力为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小时，第一次大修周期1500小时（等同于AL-31F后期型的最大寿命），最大寿命4000小时，矢量喷口寿命与发动机相当。
117S发动机的14500千克力其实是依据飞机性能需求而制定的，而非此型发动机的极限。仅仅为AL-31F换装932毫米直径的新型风扇便已能达到1 4500千克力的推力，由此可窥见117S本身的极限绝不止如此，其只是以“过渡设计、降低使用条件”来满足寿命。前总设计师柴普金便指出：“我们在2005年莫斯科航展上展出的发动机在正常使用模式下能确保14500千克力的推力，但这仍不是极限，发动机仍保有不小的余裕”。
除推力以外，117S的另一个特性是更好的超声速性能。2006年2月，NPO-Saturn内音B期干0对NPO-Saturn副总设计师马库科夫（E.Marchukov）专访时便指出，117S最主要的特性是保证飞机的超声速巡航性能【注2】。NPO-Saturn网站还特别强调，飞行试验证明117S即使到马赫数2以上稳定性与可靠性仍然很好。至2008年4月，在901号机逾50次的试飞与710号机的试验后，117S已验证了在各种实用飞行条件下的性能，包括空战机动、最大与最小速度、最大高度、起降操作（含矢量推力的使用）等。【注2]：至今并未正式测出，但公开信息已展示其潜力：1）仅有一侧换装117S的老苏-35可不开加力燃烧室达到马赫数0.98；2）苏35BM已被发现在某些略超过声速的条件下，飞机可以最大军用推力加速。 至2005年底，117S已按计划完成5台原型机：117S-01用于特殊试验，验证能否供试飞使用：117S-02用于气动力稳定性与持久性验证：117S-03用于早期飞行试验（T-lOM-10上）：117S-04及05在经过必要测试后，于2007年春装设于苏-35BM的901号机上。至2008年初，还在准备另外8台完整版117S发动机：2台用于寿命试验：1台供TsIAM进行热力学试验：3台用于即将于2008年年中投入试飞的第2架苏-35BM原型机（不过后来二号原型机902号搭载的是AL-31FP）：1台用于特殊试验：1台用于国家级试验。此型发动机将由UMPO发动机工厂生产。生产线已建立完成，2009年初撞毁的苏-35BM的904号机上便搭载了由生产线上生产的117S发动机。
T-50的AL-41F1
T-50的AL-41F1相比117S在推力、油耗、控制系统等方面都更加进化。NPO-Saturn副总设计师马库科夫表示，尽管AL-41F1的外形与AL-31F几乎相同，但有80%为全新技术，包括风扇、高压压气机、燃烧室、涡轮、全权限数字控制系统、等离子点火系统等。
有别于117S考虑与旧战机兼容而在控制系统中保留部分机械控制，AL-41F1采用全权限数字控制系统，液压机械系统仅扮演命令执行者的角色。马库科夫指出，在保有机械控制的情况下，修改发动机的演算规则需费时数月，而在全权限数字控制系统上仅需几分钟便可完成，甚至不需拆卸发动机，因此可以大幅加快发动机的研发进度。不过AL-41F1保有一个机械备份（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）发动机仍能以低功率输出让飞机返回机场。T-50的总设计师更指出，这种控制系统基本上已挖掘出AL-41 F1应有的所有控制潜力，因此几乎能直接转稼到第二阶段的四代发动机上。
最特别的是等离子点火技术。以往为了在高高度起动发动机，需要有供氧系统，甚至机场也要有相应设备，但在第四代发动机的技术需求上多了“无氧环境点火”一项，并为此开发了等离子点火系统，置于燃烧室与加力燃烧室，能在供油的同时点燃电弧等离子而起动发动机【注3】。与此对比，苏-35BM上的TA-14-130-35辅助动力单元已可在1万米以下起动发动机。
等离子点火系统型号为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。其本体（含供电系统等）尺寸为215×118×105立方毫米，重4千克，第一次大修周期4000小时或1300次，寿命20年。点火装置可使用SPL-01或SPL-03-3，前者击穿电压5千伏，重150克，后者击穿电压6千伏，重250克，两者寿命都是15年或1 300次。以往的报道仅强调本系统用于T-50的AL-41F1发动机，但根据2012年莫斯科发动机展的厂商新闻，该系统也用于AL-41F1-S。【注3]：更详细的原理没有多谈，但其可能是以电弧等离子将燃油分解成易于反应的小分子而助燃。这种技术其实可用来提升燃油的燃烧效率，因此这个等离子点火系统未来是否会发展成常备使用的助燃系统相当值得观察。
AL-41F1最大推力提升至15000千克力，而军用推力网络数据由8800至9800千克力都有，但按AL-41F1-S的比例计算则约9100千克力，波兰航空专家布托维斯基（Piotr Butowski）的资料则指出是9500千克力。这个推力的版本早在2007年便在改进中。其实以架构论，AL-41F1的推力仍有相当大的提升潜力，2004年4月1 4日俄罗斯航空新闻网便指出，这种“AL-31F尺寸的AL-41F”推力在14000～16000千克力，另外综观部分俄媒报道以及NPO-Saturn旧版官网数据可推估，这种AL-31F的终极改进型最大推力应可达15500～16000千克力。事实上，117S的风扇进气量与压缩比的乘积以及涡轮前温度与MMPP Salyut研制的AL-31F-M3相似（压缩比4.2，直径924毫米，进气量大于或等于119千克/秒，涡轮前温度比基本型约提高100K），后者最大推力已测达15300千克力。由此可推知仅117S的性能极限便可能达15000千克力级，AL-41F1要超过15000千克力应轻而易举。
AL-41F1尚未发挥应有的推力极限可能是基于技术需求。T-50的总设计师便表示，尽管其并非最优化的四代发动机，但已让飞机设计师实现所有的技术需求而且游刃有余。另外有分析指出，AL-41F1在推力与超声速巡航方面满足四代战机需求，而在油耗与后勤维护上不满足四代需求，后勤方面的缺陷来自较复杂的先天设计，其中包括较多的压气机级数。此外，AL-41F1由于推力比AL-41F1-S增加500千克力，使其寿命有所减少，其技术需求制定的大修周期由1000小时降为750小时。
AL-41F1的飞行试验与T-50几乎同步。2010年1月21日才装设于编号710的苏-35首飞，历时45分钟，之后几天在进行若干必要试验后获准用于T-50飞行试验机。试验中的AL-41F1的矢量喷口采用AL-31FP的设计。据NPO-Saturn副总设计师马库科夫的说法，至2011年8月底已制造出20台T-50所用的117发动机，地面试验完全满足设计值，而空中试验数据将在2011年底完成分析，并在2013年进行国家级试验。
在2010年T-50刚首飞后，俄媒曾报导指出NPO-Saturn有117的最后增推方案，当作四代发动机进度拖延时的备案。2011年莫斯科航展时，作者从NPO-Saturn参展人员处得知，117将不会有更大推力的改型，在现有117发动机之后就会直接跳入第二阶段四代发动机。而NPO-Saturn的执行经理菲德洛夫在2011年4月也已指出，117发动机只会用在T-50原型机与2015年服役的初始量产型上，之后若继续发展与生产117”是没有好处的”。这其实是”好消息”，因为这意味着真正的四代发动机将会如期问世。 NPO-Saturn的4-r-代发动机
第二阶段四代发动机将引入近年新技术以超越欧美对手，前总设计师柴普金称其为4 代发动机。据2004年俄航空新闻网，AL-41F2将引入更多新的材料技术，包括新的单晶铸造技术、更多陶瓷与陶瓷合金的应用等，并采用具有新型高负载叶片的涡轮及压气机、变旁通比技术等，推重比由11.1提升至12～12.5。
集各家所长研制新发动机
由2007年8月8-14日的《军工通信》周报（VPK）对前总设计师柴普金的采访可知，这款4 代发动机基本上算是重新研制，主要原因是四代战机T-50的吨位与当年MFI差异颇大，因此对发动机的尺寸与推进能力有新的要求。柴普金同时表示，为了发展出日后有竞争力的发动机，不能只基于现有技术，同时还在为其预研一些8～10年后才会实用化的技术。
这款4 代发动机由俄罗斯各大发动机公司合作开发，各献所长，并由NPO-Saturn主导，事实上整个合作计划一开始就是由NPO-Saturn所发起。当时已网罗了11个机构，其中4个机构分别负责几个主要部件的研发：克里莫夫设计局（Klimov）主导发动机附件箱与矢量喷口的研制、NPP Motor负责低压压气机加力燃烧室、Aviadvigatel（“航空发动机”）负责燃烧室等。NPO-Saturn本身则负责高压压气机、控制系统、喷口隐身处理等。
在各个协作厂中，AMNTK Soyuz的技术相当值得注意，其曾研制出第一种带加力燃烧室的垂直起降战机发动机R79V-300供雅克-141使用。以该发动机为基础的改进发动机曾与AL-41F竞标MFI发动机而落败。然而，AMNTKSoyuz后来仍以自有经费继续发展出相当于AL-41F的四代发动机R119-300，其最大推力达20000千克力，无加力燃烧室的民用版R134-300推力达11000千克力，设计用于以马赫数2巡航的超声速客机。R119-300完全沿用R79V-300的高压段（高压压气机一燃烧室一高压涡轮），附加新设计的风扇与低压涡轮等，其最主要特色是采用变旁通比技术（据指出R79V-300的高压段的尺寸使得可以轻易地附加变旁通比技术），使得在涡轮前温度不需要很高的情况下可以达到四代发动机的技术指标。在隐身处理方面，AMNTK Soyuz还设计了喷口内屏蔽，能降低后半球的RCS（雷达反射截面积）与红外特征。此外，AMNTK Soyuz在高效率加力燃烧室、新型矢量喷口等方面也有相当成就，是NPO-Saturn之外另一个拥有完整四代战机发动机原型机的厂家。在苏-35BM发展初期，AMNTKSoyuz也提供过备选发动机，其最大推力约14750千克力，与117S相当，但军用推力却达10260千克力，大大超过117S而更适合超声速巡航。然而最终NPO-Saturn还是被选为四代发动机领导厂家，苏-35BM也选用了117S，其主要原因可能在发动机的尺寸：AMNTK Soyuz的四代发动机也是与AL-41F相当的大型发动机，例如前述无加力燃烧室的R134-300便重达1900千克，这样的发动机要用在苏-35BM或T-50上势必要与AL-41F -样进行大改，而NPO-Saturn正好有AL-31F这一规格的先进发动机，故以NPO-Saturn的方案过渡到四代发动机似乎是最保险的路径。
技术特性
目前关于NPO-Saturn的第二阶段四代发动机的资料相当缺乏也相当混乱，俄文版维基百科指出其为“产品127”（izdeliye-127），军用推力与加力推力分别为11000与17500千克力。另有俄文报道指出新发动机称为“产品129”，军用推力与加力推力分别为11000千克力与18000千克力。而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，目前我们有两种四代发动机，第二种目前暂称为”型号30”，已在T-50上进行了飞行试验，其性能参数比117好15%～25%。”以117发动机推力15000千克力计算，柴普金所说的发动机推力可能在17000～18750千克力。
除此之外，作者也整理了多年来在NPO-Saturn官网上搜集到的相关资料，有助于一窥其四代发动机技术特点。旧版NPO-Saturn官网的一幅四代发动机示意图指出，基本型的高压压气机压比小于6.7，涡轮前温度1950～2100K，供船舰、发电站等所用者压比提高至12～14，并有缩小版供攻击机、教练机等其他机型使用。更旧版的官网（约2003～2004年）上也曾公布一些该公司已攻克的发动机技术，包括：提升发动机机械及热力学性能的新型合金及复合材料：用新材料制造的燃烧室及涡轮能使涡轮前温度提升至2000～2200K：将总压比提升至35～40的新型压气机。总结这些资料可发现新的四代发动机涡轮前温度比AL-41F更高，应该在1950K以上甚至可能超过2000K，这种操作温度加上35～40的总压比，已达到欧美发展中的推重比14～15的发动机指标。
以上这些以往只有广告牌与网站用文字描述的技术在2011年莫斯科航展上多有实物展出。TsIAM在2011年莫斯科航展上展出了名为“未来发动机”的风扇部件、高压压气机与涡轮叶片、以及燃烧室等。其中，风扇部件有着复杂的外形，是通过三维流体力学的研究设计出来的。高温高压组件的部分，有“钻石一碳化硅”复合材料制成的非冷却式空心涡轮叶片，操作温度1450～1550K，还有操作温度在1850～2050K的冷却式高压涡轮叶片，另有一种高压涡轮叶片，用在燃气轮机时操作温度为1700K，用在“高机动飞机”时则是2100K。与2007年莫斯科航展时只展出工作温度2000～2200K的陶瓷涡轮叶片模型相比，2011年莫斯科航展上展示的几乎都是实物，且展示范围涵盖低压到高温高压组件。这些小细节或许反映出俄罗斯发动机产业的快速发展。 在2007年8月8-14日的《军工通信》周报中，柴普金指出，目前服役中的发动机的第一次大修周期已达到1000小时，但其研制中的实验品已可达2000小时及4000小时。他指出，四代发动机原型机的第一次大修周期约300小时，定型后达2000小时。未来将让发动机大修周期增至4000小时，与战机机体寿命齐平。
AL-31F-M系列与4 代发动机
MMPP Salyut是AL-31F的两大量产工厂之一，于1999年成立FPDB（前瞻计划设计局），具备发动机研改能力。但2000年6月23日NPO-Saturn接受“产品117S”（izdeliye-ll7S）的研制计划时，MMPP Salyut以其仅为发动机生产厂的身份而不能参与研制。因此其于2000年夏开始进行自己的AL-31F改进计划——AL-31F-M系列。由于该计划的进度甚至比117S更快，因而能赶上苏-27SM改进方案，成为苏-27SM改进计划所用的发动机。MMPP Salyut并与TsIAM合作，计划以AL-31F-M系列为基础，一路引入TsIAM的新技术而演进到“4 ”代发动机。虽然这种单打独斗的发展方式受到参与研制AL-41F2的各家厂商的批评，但俄空军最终决定让MMPP Salyut与NPO-Saturn在4 代发动机计划上进行竞争。而MMPP Salyut更于2007年初跳脱“工厂”身份，而改组为“股份公司”。
AL-31F-M系列发动机
AL-31F-M系列发动机是MMPPSalyut在被排除于四代发动机研发行列后，于2002年7月自行发起的改进计划，目标是竞争苏-27改进型战机的发动机市场。原计划是至2005年分三阶段改进AL-31F发动机，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。从这推力与年份的演进不难看出颇有与NPO-Saturn的117系列一决高下的味道。本系列发动机因为进展快，因此甫一推出便被选为苏-27SM的发动机。本系列发动机是以MMPPSalyut自己的设计局接受TsIAM的科研支持所改进的，据说有相当一部分研发资金来自中国。
AL-31F-M1换装KND-924-4风扇（4级，直径924毫米，压比3.68，进气量119千克/秒）、SAU-235无液压机械备份全权限数字控制系统、KRD-99Ts数字发动机管理器。2002年1月25日装上苏-27的37-11号机（595号机）并于年底首飞。当时其军用推力与加力推力分别提升至8300千克力和13300千克力，此外其低速加速性能更好，令苏-27在1.1万米高空从300千米/时加速到1200千米/时比过去减少26秒。有数据显示，AL-31F-M1可选用最大推力模式或增寿模式，前者的最大推力达13500千克力，军用推力达8250千克力，涡轮前温度1690K（比基本型提升25K），进气量119千克/秒（基本型113千克/秒），最大推力耗油率与基本型同为1 96千克/千克力·时，军用推力耗油率则略降至0.77千克/千克力·时（基本型为0 78千克/千克力·时）。当采用第二种模式时，进气量为114千克/秒，涡轮前温度降为1630K（低于基本型），最大推力耗油率略增至1.97千克/千克力·时，军用推力耗油率0.77千克/千克力·时，而最大推力与军用推力则维持在基本型的7670与12500千克力，但大修周期与寿限分别增至1000小时与4000小时。发动机重1520千克，但加上附件等则为2100千克。
2006年10月10日，俄空军总司令米哈伊洛夫对外宣布AL-31F-M1通过国家级试验。2007年2月28日开始量产，并于4月交付俄军。首批24架改进的苏-27SM已通过升级方式将发动机更换为AL-31F-M1。另外按厂商消息，2005年底，俄海军考虑为苏-33系列战机换装AL-31F-M1，并准备为中国的苏-27SK.歼11、苏-30MKK提供AL-31F-M1。此外，2005年，MMPP Salyut以AL-31F-M1的技术制造出齿轮箱在下的AL-31FN原型，称为AL-31FN-M1（izdeliye-39Ml），供中国歼10战机使用，该发动机同时还配有矢量推力喷口。而在进行国家级试验中的5架苏-34战斗轰炸机中有一架也用于测试AL-31F-M1，试验结果良好因此俄空军将考虑为后续的苏-34配备此型发动机。
原定2004年试验的AL-31F-M2于2006年初才着手进行试验。其又被称为AL-31F-SM，末尾的“SM”表示专用于苏-27SM战机。这款发动机主要的改进项目是更换涡轮（涡轮前温度约提升100K），并改进KND-924-4风扇的叶片，2006年秋测得推力达14200千克力，有消息指出其最终推力可能达到14500千克力，已相当于原定AL-31F-M3的推力。至2012年3月，AL-31F-M2已在TsIAM完成地面试验，包括模拟飞行状态的试验。其地面推力达到14500千克力，比AL-31F-M1多7%，而飞行状态推力增幅更大，比AL-31F-M1多9%。MMPP Salyut已建议将这种发动机用于苏-27、苏-30和苏-34的后续型号。
AL-31F-M3改用3级宽叶片风扇KND-924-3，其由TsIAM协助研制，一体成形且无扇叶间边缘隔板，压比增至4.2，有专家指其已属5代技术。AL-31F-M3还改进了涡轮叶片，同时改进燃烧室，并采为T-50研制的全数字式控制系统。至2008年实际测试达15300千克力推力，新资料指出未来可能达15500千克力，这数据也间接反映出T-50的推力需求在15500千克力左右。
MMPP Salyut的4 代发动机
MMPP Salyut的4 代发动机便是以AL-31F-M3为基础的下一阶段改进型，首先将更换一种6级高压压气机。MMPP Salyut型录指出，正与TsIAM合作研制一种压比达9.3的高压压气机，分析便是上述6级压气机。此外，其亦与TsIAM及VIAM（航空材料研究院）进行新型涡轮材料的研制计划，将使涡轮前温度提升至2000K以上。TsIAM本身也在研究操作温度2100K以上的陶瓷涡轮，预计用于4 或5代发动机。 矢量推力技术
矢量推力控制能力（TVC）已成为俄系3 代战机的标准配备，而且其使用目的除单纯提升飞行效率外，还提供飞机失速后机动能力。俄罗斯矢量推力技术可分为“留里卡式”与“克里莫夫式”两大类。
由NPO-Saturn研制的矢量喷口在俄罗斯首先实现实用化，其研制于1986年便已展开，当时一方面应西蒙诺夫（Simonov）的要求为苏-27M计划研制，另一方面也为四代发动机AL-41F做技术储备。最早的实验喷口早在1989年就进行了飞行试验，之后便开始研制制式化矢量喷口，即后来用于AL-37FU及AL-31FP的AL-100喷口，在AL-37FU上该喷口仅增重100千克，后来在AL-31FP上则仅增重70千克。1996年，用于苏-37的已属实用型喷口的原型，相比之下，同期的美国F-15SMTD与F/A-18的矢量推力实验机所用者仅喷口机构就重逾1000千克，也因此仍需额外配重，距实用尚远。唯苏联解体无力添购苏-37，使得这种矢量推力技术延后至2000年才随苏-3CMKI近入印度空军服役，因此被F-22所用的F-119挤下，成为全球第二种服役的矢量推力技术。
留里卡式喷口简言之就是“整体连动”，即一口气让整个喷口活动。在AL-31FP上，其喷口运动幅度为上下15度，移动速度约30度/秒。AL-41F发动机的喷口开始具备三维活动能力。这类矢量喷口的最大特色就是构造简单，能快速实用化。在AL-37FU上，最初的留里卡式矢量喷口甚至简单到仅能在一个平面上活动，但在苏-30MKI上采用特殊的设计，将两个喷口的活动轴分别向外旋转32度，这样一来两个喷口便能搭配出三维矢量推力控制，这种设计以相当简单的技术便能赋予双发战机三维矢量推力，已用于苏-30MKI.苏-30MKM、苏-35BM甚至T-50。2011年莫斯科航展上，留里卡设计局参展人员指出，这种“二维仿三维”的设计能满足双发战机的需求，加上构造更简单，因此虽然设计局也有真正的三维矢量喷口，但暂不打算用于双发战机。
克里莫夫设计局研制的矢量喷口则与欧美研制中的类似，系藉由调整每个或部分喷口叶片来改变推力方向，因此其活动时每个喷口叶片之间有相对差动，看起来不像留里卡式喷口那般生硬，而是有种“软绵绵”的感觉。这种喷口最初是为米格-29所用的RD-33系列发动机研制，后来MMPP Salyut将之引进用于AL-31FN与AL-31F-M系列发动机。克里莫夫喷口活动幅度较大且运动速度更快。用于AL-31F-M1的喷口在各方向的活动幅度为16度，米格-29M OVT所用者则达20度，后者已与西方研制中的喷口相当。而AL-31F-M1所用的喷口活动速度达45度/秒，米格-29M OVT所用者更高达60度/秒，皆超过西方研制中的喷口（约40度/秒）。克里莫夫式喷口似乎较具前瞻性，故其目前已成为4 代发动机矢量喷口的研制者。该公司总经理指出，这种用于新款RD-33的矢量喷口已经属于第4代喷口。
类似F-22所用的扁平喷口也在研制中，这种喷口因为大量遮蔽涡轮叶片与加力燃烧室而有更低的雷达与红外信号，然而气流从涡轮流出后将快速由圆形截面过度到矩形，而造成推力损失。在20世纪80年代的早期研究中发现，推力会损失14%～17%，因此仅发展圆形截面喷口。而目前技术进步后，推力损失降至5%～7%，这种程度的推力损失搭配伴随而来的隐身性，已满足穿透打击的需要。不过，NPO-Saturn正在尝试将推力损失降至2%～3%。
关于俄制4 代发动机的研析
由于俄罗斯发动机研制仍都有TsIAM与VIAM的技术支持，因此NPO-Saturn与MMPP Salyut的产品可视为俄罗斯发动机目前的水平。总结这些信息以及过去AL-41F已达到的成果分析，俄制4 代发动机的技术指标大致为：2～3级风扇、5～6级高压压气机、高低压涡轮各1级（2-5-1-1或3-6-1-1布局）、总压比35～40.涡轮前温度至少在1900～2000K甚至可能达到2100K。这些大致符合推重比14～15发动机的指标，因此俄制4 代发动机推重比在14～15的可能性很高。以117发动机约1400千克重量估计，若推重比提升到12～12.5则最大推力在16800～17500千克力。若推重比为14～15，则最大推力在196000～21000千克力。矢量推力则可能有±20度活动范围与60度/秒活动速率。
支节横生的第四代发动机
AL-41F于1994年便装设于米格1 44（izdeliyel 44）上计划试飞，但因经费不足直至2000年2月29日才首飞，4月27日第二次试飞，之后便再无公开飞行记录。从那时起，NPO-Saturn便有了以AL-41F技术改造AL-31F以用于旧战机的计划。另一方面，2000年普京当选总统后俄罗斯酝酿重启第四代战机发展计划，此时的四代战机已是体形与吨位均小于MFI的SFI（中型前线战斗机），需要比AL-41F更小更轻的发动机。此外，也确定四代发动机将延后数年服役，届时AL-41F的技术早已落伍，因此无论如何都不可能沿用已发展好的AL-41F，计划几乎要推翻重来。
至此，四代发动机的发展进度日益明朗：先以AL-41F的技术用于尺寸稍小的AL-31F成为推重比10的AL-41F1系列，用于苏-35BM等3 代战机以及第四代战机PAK-FA（T-50）原型机与初始量产型。而后再以积累的技术发展第二阶段四代发动机（型号未定，部分资料暂称为AL-41F2），推重比12～12.5（2004年数据，2年后有文献指出为14～15），用于T-50量产型。因此，这个四代发动机虽然目前仍称为AL-41F但只能算是传承AL-41F的经验而全新发展的发动机。
AL-41F2 -开始就被内定为T-50的“心脏”，不过在其发展过程中却旁生枝节。主导计划的NPO-Saturn依据苏联习惯分配工作：研发者专管研发，工厂专责生产，并因此导致AL-31F的两大量产工厂之一的MMPP Salyut（莫斯科礼炮机械制造生产公司）被排除在研发计划之外而仅被赋予制造工作，虽然该厂已于1 999年成立了自己的设计局。MMPP Salyut在争取研发未果后自行启动AL-31F-M系列改进计划，抢攻苏-27SM等改型战机市场。该计划进展迅速且营销积极，特别是后来技术水平直逼NPO-Saturn的117计划，最终引起军方关注。俄空军于是在2007年宣布，四代量产型发动机将由NPO-Saturn与MMPP Salyut竞标。而MMPP Salyut更于2007年在总统命令下晋升为股份公司，彷佛与NPO-Saturn形成“一官（MMPP Salyut）-民（NPO-Saturn）”对抗的局面。当时竞争双方除在技术方面竞争外，也在媒体上展开“文宣战”。参与NPO-Saturn计划的众厂家认为，四代发动机已非单打独斗所能完成，即使美国的F-135也已是集体计划，而该团队成员多有自己的科研中心。相比之下，MMPPSalyut只能靠TsIAM（中央航空发动机研究院）协助，因此难以研制出真正的第四代发动机。MMPP Salyut则认为自身拥有AL-31F各系列生产与优化的经验，并指出自家的AL-31F-M1已通过国家级试验，而对手却已多年未有通过国家级试验的产品。
NPO-Saturn的计划多年来进展缓慢的一个主要原因是公司体制问题。其为民营公司，主要客户为俄罗斯石油天然气公司等而非军方企业（AL-31F其实是由其他工厂生产），因此该公司很难让股东支持投入不公开且获利不高的军用发动机研发项目。或许正因为如此，俄空军于2007年底宣布第四代发动机将开放国营的MMPP Salyut加入竞标，后者自己的AL-31F-M计划进展顺利，并计划以AL-31F-M3为基础换装6级高压压气机而进化成第四代发动机。让双方竞标的决定本来可能有促进良性竞争的考虑，然而俄航空发动机产业在这之后却出现了“大洗牌”，致使上述部分决策反而成为后来发动机发展上的绊脚石。
首先是俄政府在2008年趁”金融风暴”之便大量买下NPO-Saturn的股票并持过半股份，将这个民营公司收归国有。2009年更集合几乎所有航空发动机企业成立ODK（联合发动机公司），其中也包括NPO-Saturn与加入其四代发动机计划的厂商，至此第四代发动机成为ODK与MMPP Salyut竞争的局面。ODK与MMPPSalyut很快便取得共识，认为以俄罗斯的国情不可能同时投资两种原型发动机，因此不如以合作取代竞争。但这首先需要军方取消竞标的要求，此外，MMPPSalyut是总统下令成立的股份公司，短期内难与ODK合并。就这样又拖了一年，至2010年莫斯科发动机展状况才稍微明朗，MMPP Salyut虽未加入ODK，但其总经理却出任ODK副总经理，双方同意平分第四代发动机的研发费用（但ODK稍微过半），不过双方仍在相互争夺主导权。
2010年8月初，负责军工业的俄副总理伊万诺夫（S.lvanov）指出参与计划的双方必须在最短时间内消除彼此的竞争，尽快开展第二阶段的四代发动机研发。他表示：“时间就是金钱，任何拖延都会降低我们的优势与竞争力”。他同时还鼓励发动机产业更积极地将四代军用发动机的成果用于下一代民用发动机：因为现代与未来的军民用发动机有70%的共通性。8月10日，国防工业公司（Oboroprom）总经理指出，第二阶段四代发动机的研发工作将在近期决定，此外发动机可能会在最短期限内研发完成。由政府高层频繁而紧密的关注来看，第四代发动机的研制已渐露曙光。
2011年4月13日，NPO-Saturn执行经理伊利亚·费多罗夫（lliya Fedorov）表示，第二阶段四代发动机的研发进度超出预期，预计2015年可以完成并交付国防部。但无论如何，第二阶段四代发动机至少也需要好几年时间才可以完成，至少第一批量产型T-50应会使用第一阶段发动机，但所幸已问世的改进型发动机至少在推力、速度与控制技术上已基本满足四代战机的需求，应足以撑过这一段非常时期。此外，因为四代发动机发展延后，因此届时问世的发动机其实将不只是四代，而是“4 ”代发动机。 117系列与“4 "代发动机
对于苏-27家族稍有涉猎的读者应该知道，老苏-35在20世纪90年代中期换上推力14000千克力的AL-35F、14500千克力的AL-35FM以及后来用于苏-37的AL-37FU矢量推力发动机（带矢量喷口的AL-35FM）。事实上，这几款发动机在设计局内的代号是一样的：izdeliye-117。此计划是NPO-Saturn逐步将AL-41F的技术与经验应用到AL-31F上改进而成，目的是提升苏-27系列战机的性能，并作为当时尚不明朗的LFI（轻型前线战斗机）与LFS（轻型前线攻击机）在AL-41F之外的备选发动机。2000年左右，第四代战机的发展日趋明确，应为吨位略小于苏-27的SFI（中型前线战斗机），该计划选定2台AL-31F大小的发动机做为动力，而在真正的第四代发动机问世前，先使用117发动机。除此之外，117发动机也用于3 代战机——苏-35BM。至此，117发动机又面临重新设计，成为所谓的“第一阶段第四代发动机”，后来得到正式名称AL-41F1。
新的“117计划”主要是以更先进的技术【注1】，使在达到当年AL-35FM与AL-37FU的推进能力时，还要满足空军提出的4000小时的寿命要求（大于AL-35FM的1500小时与AL-41F的3000小时）。NPO-Saturn分三阶段完成"117计划”，首先是在寿命不明显增加的前提下达到推力要求的AL-41F1-A（117A），接着是寿命提升到要求的AL-41F1-S（117S），最后才是满足四代战机需要的版本，正式型号未定，暂称AL-41F1 （117）。【注1】：大体而言，117系列以AL-31F为基础，应用了部分AL-41F的材料、气动力、热力学、设计等成果，与AL-41F有高度共通性，又被称为“AL-31F尺寸的AL-41F“。不过，按前总设计师柴普金（Chepkin）的说法，该发动机除引入AL-41F的成果外，还应用了近年最新的技术，这是因为再先进的发动机到服役时也已落伍，更何况已发展十余年的AL-41F，因此为了维持发动机的先进性，只要还没服役就有必要持续以最新技术改进。
苏-35BM所用的AL-41F1-S（117S）
新的“117计划”（四代战机确立以后）是NPO-Saturn与TsIAM（中央航空动力研究院）合作改进的。最初计划分3个阶段、预计5年时间完成AL-41F的优化，并最终于2007-2008年推出真正的第四代发动机。第一阶段改型AL-41F1-A原计划于2002年5月中组装完成，该发动机换装了增大进气量与效率的风扇及新的数字控制系统，从而使推力增至14500千克力。至2003年9月，AL-41F1-A已完成地面试验，并着手装设于编号710的苏-35原型机上待飞。2004年3月5日该架苏-35左侧换装AL-41F1-A首飞，此试验最大高度达1万米，滞空55分钟。至2005年底共完成25次飞行试验（原计划是35次），其中5次为双发试验，在双发试验中曾达到飞机最大马赫数，至此第一阶段试飞结束，并进厂改进。按计划，改进后将以3年650次试验完成。
大约自2005年起，这款发动机已改称“117S”而不是AL-41F1-A，前总设计师柴普金接受《红星报》专访时提及“117S”的改进项目可知所谓“117S”已换装风扇、涡轮、控制系统等，不只是仅更换风扇与控制系统的AL-41F-1A。
据前总设计师柴普金所言，实验机先仅于一边换装117A试飞约20次确认可靠性后，开始进行双发试验，又测试了20余次而确认发动机可用于苏-35BM原型机，因此首飞的苏-35BM（901号机）便是采用117S。整理各项新闻可以推测前20次试验是117A单发试验，第21-25次是117A双发试验，第26次开始则已是修改后的117S发动机。其中，117S发动机在2008年2月5日获得TsIAM认证而得以用于原型机首飞。
117S则是117A的增寿版本。沿用117A的新型风扇，与AL-31F基本型风扇相比，其直径由905毫米增至932毫米、压缩比由3.4增至3.9，进气量由112千克/秒增至122.5千克/秒，但仍为4级风扇。由于高压涡轮采用了新冷却技术，因此涡轮前温度提升到1700～1800K（约1740K）。燃烧室、低压涡轮、数字控制系统也经过了重新设计，并换装可三维转向的矢量喷口。发动机控制系统的电子部分被移植至机上，完全整合进飞控系统，从而实现了对发动机控制的最优化。此外，发动机重量减少150千克（即发动机约重1380千克）。简言之，117S上仅剩高压压气机沿用AL-31F者（9级），已可谓新型发动机。117S的军用推力为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小时，第一次大修周期1500小时（等同于AL-31F后期型的最大寿命），最大寿命4000小时，矢量喷口寿命与发动机相当。
117S发动机的14500千克力其实是依据飞机性能需求而制定的，而非此型发动机的极限。仅仅为AL-31F换装932毫米直径的新型风扇便已能达到1 4500千克力的推力，由此可窥见117S本身的极限绝不止如此，其只是以“过渡设计、降低使用条件”来满足寿命。前总设计师柴普金便指出：“我们在2005年莫斯科航展上展出的发动机在正常使用模式下能确保14500千克力的推力，但这仍不是极限，发动机仍保有不小的余裕”。
除推力以外，117S的另一个特性是更好的超声速性能。2006年2月，NPO-Saturn内音B期干0对NPO-Saturn副总设计师马库科夫（E.Marchukov）专访时便指出，117S最主要的特性是保证飞机的超声速巡航性能【注2】。NPO-Saturn网站还特别强调，飞行试验证明117S即使到马赫数2以上稳定性与可靠性仍然很好。至2008年4月，在901号机逾50次的试飞与710号机的试验后，117S已验证了在各种实用飞行条件下的性能，包括空战机动、最大与最小速度、最大高度、起降操作（含矢量推力的使用）等。【注2]：至今并未正式测出，但公开信息已展示其潜力：1）仅有一侧换装117S的老苏-35可不开加力燃烧室达到马赫数0.98；2）苏35BM已被发现在某些略超过声速的条件下，飞机可以最大军用推力加速。 至2005年底，117S已按计划完成5台原型机：117S-01用于特殊试验，验证能否供试飞使用：117S-02用于气动力稳定性与持久性验证：117S-03用于早期飞行试验（T-lOM-10上）：117S-04及05在经过必要测试后，于2007年春装设于苏-35BM的901号机上。至2008年初，还在准备另外8台完整版117S发动机：2台用于寿命试验：1台供TsIAM进行热力学试验：3台用于即将于2008年年中投入试飞的第2架苏-35BM原型机（不过后来二号原型机902号搭载的是AL-31FP）：1台用于特殊试验：1台用于国家级试验。此型发动机将由UMPO发动机工厂生产。生产线已建立完成，2009年初撞毁的苏-35BM的904号机上便搭载了由生产线上生产的117S发动机。
T-50的AL-41F1
T-50的AL-41F1相比117S在推力、油耗、控制系统等方面都更加进化。NPO-Saturn副总设计师马库科夫表示，尽管AL-41F1的外形与AL-31F几乎相同，但有80%为全新技术，包括风扇、高压压气机、燃烧室、涡轮、全权限数字控制系统、等离子点火系统等。
有别于117S考虑与旧战机兼容而在控制系统中保留部分机械控制，AL-41F1采用全权限数字控制系统，液压机械系统仅扮演命令执行者的角色。马库科夫指出，在保有机械控制的情况下，修改发动机的演算规则需费时数月，而在全权限数字控制系统上仅需几分钟便可完成，甚至不需拆卸发动机，因此可以大幅加快发动机的研发进度。不过AL-41F1保有一个机械备份（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）发动机仍能以低功率输出让飞机返回机场。T-50的总设计师更指出，这种控制系统基本上已挖掘出AL-41 F1应有的所有控制潜力，因此几乎能直接转稼到第二阶段的四代发动机上。
最特别的是等离子点火技术。以往为了在高高度起动发动机，需要有供氧系统，甚至机场也要有相应设备，但在第四代发动机的技术需求上多了“无氧环境点火”一项，并为此开发了等离子点火系统，置于燃烧室与加力燃烧室，能在供油的同时点燃电弧等离子而起动发动机【注3】。与此对比，苏-35BM上的TA-14-130-35辅助动力单元已可在1万米以下起动发动机。
等离子点火系统型号为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。其本体（含供电系统等）尺寸为215×118×105立方毫米，重4千克，第一次大修周期4000小时或1300次，寿命20年。点火装置可使用SPL-01或SPL-03-3，前者击穿电压5千伏，重150克，后者击穿电压6千伏，重250克，两者寿命都是15年或1 300次。以往的报道仅强调本系统用于T-50的AL-41F1发动机，但根据2012年莫斯科发动机展的厂商新闻，该系统也用于AL-41F1-S。【注3]：更详细的原理没有多谈，但其可能是以电弧等离子将燃油分解成易于反应的小分子而助燃。这种技术其实可用来提升燃油的燃烧效率，因此这个等离子点火系统未来是否会发展成常备使用的助燃系统相当值得观察。
AL-41F1最大推力提升至15000千克力，而军用推力网络数据由8800至9800千克力都有，但按AL-41F1-S的比例计算则约9100千克力，波兰航空专家布托维斯基（Piotr Butowski）的资料则指出是9500千克力。这个推力的版本早在2007年便在改进中。其实以架构论，AL-41F1的推力仍有相当大的提升潜力，2004年4月1 4日俄罗斯航空新闻网便指出，这种“AL-31F尺寸的AL-41F”推力在14000～16000千克力，另外综观部分俄媒报道以及NPO-Saturn旧版官网数据可推估，这种AL-31F的终极改进型最大推力应可达15500～16000千克力。事实上，117S的风扇进气量与压缩比的乘积以及涡轮前温度与MMPP Salyut研制的AL-31F-M3相似（压缩比4.2，直径924毫米，进气量大于或等于119千克/秒，涡轮前温度比基本型约提高100K），后者最大推力已测达15300千克力。由此可推知仅117S的性能极限便可能达15000千克力级，AL-41F1要超过15000千克力应轻而易举。
AL-41F1尚未发挥应有的推力极限可能是基于技术需求。T-50的总设计师便表示，尽管其并非最优化的四代发动机，但已让飞机设计师实现所有的技术需求而且游刃有余。另外有分析指出，AL-41F1在推力与超声速巡航方面满足四代战机需求，而在油耗与后勤维护上不满足四代需求，后勤方面的缺陷来自较复杂的先天设计，其中包括较多的压气机级数。此外，AL-41F1由于推力比AL-41F1-S增加500千克力，使其寿命有所减少，其技术需求制定的大修周期由1000小时降为750小时。
AL-41F1的飞行试验与T-50几乎同步。2010年1月21日才装设于编号710的苏-35首飞，历时45分钟，之后几天在进行若干必要试验后获准用于T-50飞行试验机。试验中的AL-41F1的矢量喷口采用AL-31FP的设计。据NPO-Saturn副总设计师马库科夫的说法，至2011年8月底已制造出20台T-50所用的117发动机，地面试验完全满足设计值，而空中试验数据将在2011年底完成分析，并在2013年进行国家级试验。
在2010年T-50刚首飞后，俄媒曾报导指出NPO-Saturn有117的最后增推方案，当作四代发动机进度拖延时的备案。2011年莫斯科航展时，作者从NPO-Saturn参展人员处得知，117将不会有更大推力的改型，在现有117发动机之后就会直接跳入第二阶段四代发动机。而NPO-Saturn的执行经理菲德洛夫在2011年4月也已指出，117发动机只会用在T-50原型机与2015年服役的初始量产型上，之后若继续发展与生产117”是没有好处的”。这其实是”好消息”，因为这意味着真正的四代发动机将会如期问世。 NPO-Saturn的4-r-代发动机
第二阶段四代发动机将引入近年新技术以超越欧美对手，前总设计师柴普金称其为4 代发动机。据2004年俄航空新闻网，AL-41F2将引入更多新的材料技术，包括新的单晶铸造技术、更多陶瓷与陶瓷合金的应用等，并采用具有新型高负载叶片的涡轮及压气机、变旁通比技术等，推重比由11.1提升至12～12.5。
集各家所长研制新发动机
由2007年8月8-14日的《军工通信》周报（VPK）对前总设计师柴普金的采访可知，这款4 代发动机基本上算是重新研制，主要原因是四代战机T-50的吨位与当年MFI差异颇大，因此对发动机的尺寸与推进能力有新的要求。柴普金同时表示，为了发展出日后有竞争力的发动机，不能只基于现有技术，同时还在为其预研一些8～10年后才会实用化的技术。
这款4 代发动机由俄罗斯各大发动机公司合作开发，各献所长，并由NPO-Saturn主导，事实上整个合作计划一开始就是由NPO-Saturn所发起。当时已网罗了11个机构，其中4个机构分别负责几个主要部件的研发：克里莫夫设计局（Klimov）主导发动机附件箱与矢量喷口的研制、NPP Motor负责低压压气机加力燃烧室、Aviadvigatel（“航空发动机”）负责燃烧室等。NPO-Saturn本身则负责高压压气机、控制系统、喷口隐身处理等。
在各个协作厂中，AMNTK Soyuz的技术相当值得注意，其曾研制出第一种带加力燃烧室的垂直起降战机发动机R79V-300供雅克-141使用。以该发动机为基础的改进发动机曾与AL-41F竞标MFI发动机而落败。然而，AMNTKSoyuz后来仍以自有经费继续发展出相当于AL-41F的四代发动机R119-300，其最大推力达20000千克力，无加力燃烧室的民用版R134-300推力达11000千克力，设计用于以马赫数2巡航的超声速客机。R119-300完全沿用R79V-300的高压段（高压压气机一燃烧室一高压涡轮），附加新设计的风扇与低压涡轮等，其最主要特色是采用变旁通比技术（据指出R79V-300的高压段的尺寸使得可以轻易地附加变旁通比技术），使得在涡轮前温度不需要很高的情况下可以达到四代发动机的技术指标。在隐身处理方面，AMNTK Soyuz还设计了喷口内屏蔽，能降低后半球的RCS（雷达反射截面积）与红外特征。此外，AMNTK Soyuz在高效率加力燃烧室、新型矢量喷口等方面也有相当成就，是NPO-Saturn之外另一个拥有完整四代战机发动机原型机的厂家。在苏-35BM发展初期，AMNTKSoyuz也提供过备选发动机，其最大推力约14750千克力，与117S相当，但军用推力却达10260千克力，大大超过117S而更适合超声速巡航。然而最终NPO-Saturn还是被选为四代发动机领导厂家，苏-35BM也选用了117S，其主要原因可能在发动机的尺寸：AMNTK Soyuz的四代发动机也是与AL-41F相当的大型发动机，例如前述无加力燃烧室的R134-300便重达1900千克，这样的发动机要用在苏-35BM或T-50上势必要与AL-41F -样进行大改，而NPO-Saturn正好有AL-31F这一规格的先进发动机，故以NPO-Saturn的方案过渡到四代发动机似乎是最保险的路径。
技术特性
目前关于NPO-Saturn的第二阶段四代发动机的资料相当缺乏也相当混乱，俄文版维基百科指出其为“产品127”（izdeliye-127），军用推力与加力推力分别为11000与17500千克力。另有俄文报道指出新发动机称为“产品129”，军用推力与加力推力分别为11000千克力与18000千克力。而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，目前我们有两种四代发动机，第二种目前暂称为”型号30”，已在T-50上进行了飞行试验，其性能参数比117好15%～25%。”以117发动机推力15000千克力计算，柴普金所说的发动机推力可能在17000～18750千克力。
除此之外，作者也整理了多年来在NPO-Saturn官网上搜集到的相关资料，有助于一窥其四代发动机技术特点。旧版NPO-Saturn官网的一幅四代发动机示意图指出，基本型的高压压气机压比小于6.7，涡轮前温度1950～2100K，供船舰、发电站等所用者压比提高至12～14，并有缩小版供攻击机、教练机等其他机型使用。更旧版的官网（约2003～2004年）上也曾公布一些该公司已攻克的发动机技术，包括：提升发动机机械及热力学性能的新型合金及复合材料：用新材料制造的燃烧室及涡轮能使涡轮前温度提升至2000～2200K：将总压比提升至35～40的新型压气机。总结这些资料可发现新的四代发动机涡轮前温度比AL-41F更高，应该在1950K以上甚至可能超过2000K，这种操作温度加上35～40的总压比，已达到欧美发展中的推重比14～15的发动机指标。
以上这些以往只有广告牌与网站用文字描述的技术在2011年莫斯科航展上多有实物展出。TsIAM在2011年莫斯科航展上展出了名为“未来发动机”的风扇部件、高压压气机与涡轮叶片、以及燃烧室等。其中，风扇部件有着复杂的外形，是通过三维流体力学的研究设计出来的。高温高压组件的部分，有“钻石一碳化硅”复合材料制成的非冷却式空心涡轮叶片，操作温度1450～1550K，还有操作温度在1850～2050K的冷却式高压涡轮叶片，另有一种高压涡轮叶片，用在燃气轮机时操作温度为1700K，用在“高机动飞机”时则是2100K。与2007年莫斯科航展时只展出工作温度2000～2200K的陶瓷涡轮叶片模型相比，2011年莫斯科航展上展示的几乎都是实物，且展示范围涵盖低压到高温高压组件。这些小细节或许反映出俄罗斯发动机产业的快速发展。 在2007年8月8-14日的《军工通信》周报中，柴普金指出，目前服役中的发动机的第一次大修周期已达到1000小时，但其研制中的实验品已可达2000小时及4000小时。他指出，四代发动机原型机的第一次大修周期约300小时，定型后达2000小时。未来将让发动机大修周期增至4000小时，与战机机体寿命齐平。
AL-31F-M系列与4 代发动机
MMPP Salyut是AL-31F的两大量产工厂之一，于1999年成立FPDB（前瞻计划设计局），具备发动机研改能力。但2000年6月23日NPO-Saturn接受“产品117S”（izdeliye-ll7S）的研制计划时，MMPP Salyut以其仅为发动机生产厂的身份而不能参与研制。因此其于2000年夏开始进行自己的AL-31F改进计划——AL-31F-M系列。由于该计划的进度甚至比117S更快，因而能赶上苏-27SM改进方案，成为苏-27SM改进计划所用的发动机。MMPP Salyut并与TsIAM合作，计划以AL-31F-M系列为基础，一路引入TsIAM的新技术而演进到“4 ”代发动机。虽然这种单打独斗的发展方式受到参与研制AL-41F2的各家厂商的批评，但俄空军最终决定让MMPP Salyut与NPO-Saturn在4 代发动机计划上进行竞争。而MMPP Salyut更于2007年初跳脱“工厂”身份，而改组为“股份公司”。
AL-31F-M系列发动机
AL-31F-M系列发动机是MMPPSalyut在被排除于四代发动机研发行列后，于2002年7月自行发起的改进计划，目标是竞争苏-27改进型战机的发动机市场。原计划是至2005年分三阶段改进AL-31F发动机，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。从这推力与年份的演进不难看出颇有与NPO-Saturn的117系列一决高下的味道。本系列发动机因为进展快，因此甫一推出便被选为苏-27SM的发动机。本系列发动机是以MMPPSalyut自己的设计局接受TsIAM的科研支持所改进的，据说有相当一部分研发资金来自中国。
AL-31F-M1换装KND-924-4风扇（4级，直径924毫米，压比3.68，进气量119千克/秒）、SAU-235无液压机械备份全权限数字控制系统、KRD-99Ts数字发动机管理器。2002年1月25日装上苏-27的37-11号机（595号机）并于年底首飞。当时其军用推力与加力推力分别提升至8300千克力和13300千克力，此外其低速加速性能更好，令苏-27在1.1万米高空从300千米/时加速到1200千米/时比过去减少26秒。有数据显示，AL-31F-M1可选用最大推力模式或增寿模式，前者的最大推力达13500千克力，军用推力达8250千克力，涡轮前温度1690K（比基本型提升25K），进气量119千克/秒（基本型113千克/秒），最大推力耗油率与基本型同为1 96千克/千克力·时，军用推力耗油率则略降至0.77千克/千克力·时（基本型为0 78千克/千克力·时）。当采用第二种模式时，进气量为114千克/秒，涡轮前温度降为1630K（低于基本型），最大推力耗油率略增至1.97千克/千克力·时，军用推力耗油率0.77千克/千克力·时，而最大推力与军用推力则维持在基本型的7670与12500千克力，但大修周期与寿限分别增至1000小时与4000小时。发动机重1520千克，但加上附件等则为2100千克。
2006年10月10日，俄空军总司令米哈伊洛夫对外宣布AL-31F-M1通过国家级试验。2007年2月28日开始量产，并于4月交付俄军。首批24架改进的苏-27SM已通过升级方式将发动机更换为AL-31F-M1。另外按厂商消息，2005年底，俄海军考虑为苏-33系列战机换装AL-31F-M1，并准备为中国的苏-27SK.歼11、苏-30MKK提供AL-31F-M1。此外，2005年，MMPP Salyut以AL-31F-M1的技术制造出齿轮箱在下的AL-31FN原型，称为AL-31FN-M1（izdeliye-39Ml），供中国歼10战机使用，该发动机同时还配有矢量推力喷口。而在进行国家级试验中的5架苏-34战斗轰炸机中有一架也用于测试AL-31F-M1，试验结果良好因此俄空军将考虑为后续的苏-34配备此型发动机。
原定2004年试验的AL-31F-M2于2006年初才着手进行试验。其又被称为AL-31F-SM，末尾的“SM”表示专用于苏-27SM战机。这款发动机主要的改进项目是更换涡轮（涡轮前温度约提升100K），并改进KND-924-4风扇的叶片，2006年秋测得推力达14200千克力，有消息指出其最终推力可能达到14500千克力，已相当于原定AL-31F-M3的推力。至2012年3月，AL-31F-M2已在TsIAM完成地面试验，包括模拟飞行状态的试验。其地面推力达到14500千克力，比AL-31F-M1多7%，而飞行状态推力增幅更大，比AL-31F-M1多9%。MMPP Salyut已建议将这种发动机用于苏-27、苏-30和苏-34的后续型号。
AL-31F-M3改用3级宽叶片风扇KND-924-3，其由TsIAM协助研制，一体成形且无扇叶间边缘隔板，压比增至4.2，有专家指其已属5代技术。AL-31F-M3还改进了涡轮叶片，同时改进燃烧室，并采为T-50研制的全数字式控制系统。至2008年实际测试达15300千克力推力，新资料指出未来可能达15500千克力，这数据也间接反映出T-50的推力需求在15500千克力左右。
MMPP Salyut的4 代发动机
MMPP Salyut的4 代发动机便是以AL-31F-M3为基础的下一阶段改进型，首先将更换一种6级高压压气机。MMPP Salyut型录指出，正与TsIAM合作研制一种压比达9.3的高压压气机，分析便是上述6级压气机。此外，其亦与TsIAM及VIAM（航空材料研究院）进行新型涡轮材料的研制计划，将使涡轮前温度提升至2000K以上。TsIAM本身也在研究操作温度2100K以上的陶瓷涡轮，预计用于4 或5代发动机。 矢量推力技术
矢量推力控制能力（TVC）已成为俄系3 代战机的标准配备，而且其使用目的除单纯提升飞行效率外，还提供飞机失速后机动能力。俄罗斯矢量推力技术可分为“留里卡式”与“克里莫夫式”两大类。
由NPO-Saturn研制的矢量喷口在俄罗斯首先实现实用化，其研制于1986年便已展开，当时一方面应西蒙诺夫（Simonov）的要求为苏-27M计划研制，另一方面也为四代发动机AL-41F做技术储备。最早的实验喷口早在1989年就进行了飞行试验，之后便开始研制制式化矢量喷口，即后来用于AL-37FU及AL-31FP的AL-100喷口，在AL-37FU上该喷口仅增重100千克，后来在AL-31FP上则仅增重70千克。1996年，用于苏-37的已属实用型喷口的原型，相比之下，同期的美国F-15SMTD与F/A-18的矢量推力实验机所用者仅喷口机构就重逾1000千克，也因此仍需额外配重，距实用尚远。唯苏联解体无力添购苏-37，使得这种矢量推力技术延后至2000年才随苏-3CMKI近入印度空军服役，因此被F-22所用的F-119挤下，成为全球第二种服役的矢量推力技术。
留里卡式喷口简言之就是“整体连动”，即一口气让整个喷口活动。在AL-31FP上，其喷口运动幅度为上下15度，移动速度约30度/秒。AL-41F发动机的喷口开始具备三维活动能力。这类矢量喷口的最大特色就是构造简单，能快速实用化。在AL-37FU上，最初的留里卡式矢量喷口甚至简单到仅能在一个平面上活动，但在苏-30MKI上采用特殊的设计，将两个喷口的活动轴分别向外旋转32度，这样一来两个喷口便能搭配出三维矢量推力控制，这种设计以相当简单的技术便能赋予双发战机三维矢量推力，已用于苏-30MKI.苏-30MKM、苏-35BM甚至T-50。2011年莫斯科航展上，留里卡设计局参展人员指出，这种“二维仿三维”的设计能满足双发战机的需求，加上构造更简单，因此虽然设计局也有真正的三维矢量喷口，但暂不打算用于双发战机。
克里莫夫设计局研制的矢量喷口则与欧美研制中的类似，系藉由调整每个或部分喷口叶片来改变推力方向，因此其活动时每个喷口叶片之间有相对差动，看起来不像留里卡式喷口那般生硬，而是有种“软绵绵”的感觉。这种喷口最初是为米格-29所用的RD-33系列发动机研制，后来MMPP Salyut将之引进用于AL-31FN与AL-31F-M系列发动机。克里莫夫喷口活动幅度较大且运动速度更快。用于AL-31F-M1的喷口在各方向的活动幅度为16度，米格-29M OVT所用者则达20度，后者已与西方研制中的喷口相当。而AL-31F-M1所用的喷口活动速度达45度/秒，米格-29M OVT所用者更高达60度/秒，皆超过西方研制中的喷口（约40度/秒）。克里莫夫式喷口似乎较具前瞻性，故其目前已成为4 代发动机矢量喷口的研制者。该公司总经理指出，这种用于新款RD-33的矢量喷口已经属于第4代喷口。
类似F-22所用的扁平喷口也在研制中，这种喷口因为大量遮蔽涡轮叶片与加力燃烧室而有更低的雷达与红外信号，然而气流从涡轮流出后将快速由圆形截面过度到矩形，而造成推力损失。在20世纪80年代的早期研究中发现，推力会损失14%～17%，因此仅发展圆形截面喷口。而目前技术进步后，推力损失降至5%～7%，这种程度的推力损失搭配伴随而来的隐身性，已满足穿透打击的需要。不过，NPO-Saturn正在尝试将推力损失降至2%～3%。
关于俄制4 代发动机的研析
由于俄罗斯发动机研制仍都有TsIAM与VIAM的技术支持，因此NPO-Saturn与MMPP Salyut的产品可视为俄罗斯发动机目前的水平。总结这些信息以及过去AL-41F已达到的成果分析，俄制4 代发动机的技术指标大致为：2～3级风扇、5～6级高压压气机、高低压涡轮各1级（2-5-1-1或3-6-1-1布局）、总压比35～40.涡轮前温度至少在1900～2000K甚至可能达到2100K。这些大致符合推重比14～15发动机的指标，因此俄制4 代发动机推重比在14～15的可能性很高。以117发动机约1400千克重量估计，若推重比提升到12～12.5则最大推力在16800～17500千克力。若推重比为14～15，则最大推力在196000～21000千克力。矢量推力则可能有±20度活动范围与60度/秒活动速率。