问俄罗斯的117S发动机的性能

一楼的作为纸面数字可以看看，不过不要当真，虽然这可能是目前为止比较可靠的东西，但毛子有吹牛传统，他们标准和美军标或者欧标都差很多，而我国基本山是以美军标为指南的。

具体参考AL31F的数据才比较可靠，因为这个东西就是AL31F的改进凑合版本，毛子五代真正想用的是AL41F

先说苏-30mk| 其装备的是al-31fp推力矢量发动机。al-31fp发动机喷管可以作上下15度的转向调整接下来说重点的117s发动机是否是全向矢量推力？那么我先说一下当下三种矢量推进研究方向二元矢量喷管研究最早，是目前技术最成熟的，已经被f-22等飞机所采用。轴对称推力矢量喷管技术是在二元矢量喷管基础上发展起来的，起步晚于二元矢量喷管。但发展非常迅速，现在各国的研究发展重点就是轴对称矢量喷管上。其中最典型同时也是最有名的代表就是俄罗斯的苏-35和米格-35。而流场推力矢量喷管技术由于难度高，目前仍在研究探索阶段，离实用化尚有一段距离。但由于他摆脱了传统机械式推力矢量喷管技术结构复杂这一最大的缺点，因此将是未来推力矢量控制技术的发展方向。比如楼上说的f15active其实nasa 改装的 f-15b，主动控制技术验证机，三翼面布局。由 f-15s/mtd 验证机直接改装而来其加换装就是当年新研制的轴对称推力矢量喷口 主要来验证全向矢量推进！！首先说的是其实轴对称推力矢量喷管技术是在二元矢量喷管基础上发展起来的，起步晚于二元矢量喷管 也就是说苏35的喷管技术来自以前的技术换做发动机的发展史就是117s发动机就是在印度空军苏-30mki使用的al-31fp推力矢量发动机改进而来的。主要改进是提高使用寿命并具备全向矢量推力功能。是否可以全向矢量其实是从使用的矢量技术判断的 而不是从发动机型号判断的其实要说一点的是说苏35的轴对称矢量推进自身结构复杂笨重但其实现如今的推力矢量发动机都是无一例外的是以十分复杂的机械装置来控制发动机矢量喷嘴的方向转换。这导致一个相当严重的后果。那就是发动机矢量推力喷嘴的变换角度越多，其机械操作、控制结构就越复杂，而且也造成了寿命和可靠性差。。。这不是轴对称矢量推进的问题 而是机械矢量喷嘴的共性 是通病不是其的单一问题。。。望采纳！！

http://i.flamber.ru/files/st2/1211922554/1251757034_f.jpgизделия 117С* Длина: 22 м* Размах крыла: 14,2 м* Высота: 6,05 м* Площадь крыла: 78,8 м²* Масса пустого: 18 500 кг* Нормальная взлётная масса: 26 000 кг* Максимальная взлетная масса: 37 000 кг* Масса полезной нагрузки: 7 500 кг* Объём топлива: 10 300 л* Двигатели: 2 × ТРДДФ - изделие 117С (на прототипе)o Тяга максимальная: 2 × 8 800 кгс Изделие 117Сo Тяга на форсаже: 2 × 14 500 кгс Изделие 117Сo Масса двигателя: 1 520 кгo Углы отклонения вектора тяги: ±16° в любом направлении, ±20° в плоскостиo Скорость отклонения вектора тяги: 60 °/с Изделие 117СЛётные характеристики* Предельная скорость на высоте: 2 600 км/ч (М. 2,45) (расчитывается, изходя из возможностей воздухозаборников и прочности корпуса.)* Крейсерская скорость: 1 300—1800 км/ч* Перегоночная дальность: 4 000—5 500 км* Продолжительность полёта: 3,3 ч* Практический потолок: 20 000 м* Скороподъёмность: 350 м/с* Длина разбега/пробега: 350 м* Нагрузка на крыло:o при максимальной взлётной массе: 470 кг/м²o при нормальной взлётной массе: 330 кг/м²* Тяговооружённость:o при максимальной взлётной массе: 1,08o при нормальной взлётной массе боевая тяговооруженность (с ракетами «воздух – воздух» на внутренней подвеске и при 50% полной заправки топлива): 1,4* Максимальная эксплуатационная перегрузка: + 10—11 g* ЭПР: 0,05м²