這個東西被稱為進氣錐（阻尼錐），其主要目的是將超音速氣流從機頭減速到超音速氣流，從而滿足飛機發動機的進氣需求。而且這個進氣錐可以隨著飛機的速度前後移動來控制進氣速度。在超音速下，飛機以大約2-3馬赫的速度產生的音錐將導致空氣在飛機的進氣錐附近流出，從而導致發動機進氣不令人滿意或發動機降低功率，以及向前和向後進氣錐的運動也是為了控制氣流。速度越快，進氣錐越靠後。SU20當然，鼻子的設計在空氣動力學方面得到了簡化。由於製造原因，進氣錐的形狀被製成簡單的錐。將進氣錐移至進氣管後，鼻形逐漸變圓，內部空間越來越大。形狀越來越接近流線型。但是，由於看不見的要求，機器的機頭變得鋒利。左邊是進氣口溢位進氣錐的內部實際上是空的，還有一個雷達，但是其體積受到進氣錐尺寸的限制，因此它不能做得太大，並且由於雷達在空戰中的重要性，雷達越來越大。圓錐體逐漸無法適應如此大的雷達，因此機頭現在主要是電子裝置，例如雷達。進氣口已經移至機身的兩側，進氣錐的形狀也因此變成了半錐。在飛機空氣動力學設計得到發展之前，現代的DSI進氣口已將進氣錐的功能整合到了機身的空氣動力學中。減少運動的機制還成功地優化了結構和重量。因此，進氣錐的設計變得越來越少。D21B但是，這種設計仍然可以在高超音速導彈或飛機上看到，因為這種結構可以有效壓縮空氣，因此某些發動機也可以看到該進氣錐，因此SR-71採用了渦輪噴氣發動機高速怪獸的進氣錐。引擎非常明顯。SR71悟空問答簽名的作者，歡迎關注。

蘇-17戰鬥轟炸機一樣使用進氣調節錐

米格-21戰鬥機前方那個凸出的錐體一般稱作進氣調節錐，有時候也翻譯成“阻尼整流罩”。可以說這個東西是冷戰時期蘇聯戰鬥機最明顯的特徵之一。實際上，不僅僅是題主提到的米格-21和蘇-7，除此以外像雅克-28，圖-128，蘇-9/11/17/20/22等型號也都以不同形式有這個東西。尤其是蘇霍伊設計局，他們的蘇-7/9/11/17/20/22等諸多型號一直沿用機頭的進氣調節錐，可謂對其是情有獨鍾。當然，採用進氣調節錐的並只有蘇聯飛機，像英國的“閃電”，法國的“Phantom”F-1/2000,美國的SR-71等等也都存在這個裝置。

高速飛行中的米格-21戰鬥機

至於說這個進氣調節錐是做什麼用的？我們都知道，當戰鬥機在進行超音速飛行的時候，其進氣道的氣流也會相應地會加速到2-3馬赫甚至更大。也許會有人覺得氣流速度變大會有利於飛行，但實際上並不是這麼一回事。恰恰相反，這對戰鬥機來說並不算是好訊息，因為任憑這種情況發展，會導致發動機“供氧不足”，進而讓發動機的功率大幅度的下降。而一旦出現這種情況，對正在高速飛行的戰鬥機來說是相當危險的。

進氣調節錐會根據飛行速度自動調節

為了避免這種情況發生，於是人們就發明了進氣調節錐。它的作用主要就是控制高速流動的空氣。當戰鬥機在進行高速飛行的時候，進氣調節錐會根據具體情況向前或者向後移動，從而使戰鬥機的發動機一直能夠得到足夠的進氣量。當然，進氣調節錐並不是隨意設計的，它的形狀隨著飛機的空氣動力系數不同會有很大的變化。不過由於在戰鬥機正前方使用進氣調節錐會影響使用更大口徑的雷達，所以現在像米格-21戰鬥機那樣的進氣調節錐已經看不到了，更多是“Phantom”F-1/2000那樣的方式。

這個學名叫做機頭進氣錐/進氣調節錐/激波錐，一些超音速飛機和導彈的組成部分。除了蘇制米格-21和蘇-7戰鬥轟炸機外，英國電氣閃電、TSR-2、達索Phantom、SR-71“黑鳥”、B-58“盜賊”等機型上也有類似設計。

米格-21

進氣錐的主要目的是在空氣進入發動機前將其從超音速減速至亞音速。除了超燃衝壓發動機（進氣流速超過音速）之外，所有的噴氣發動機都需要亞音速氣流才能正常工作，且需要散流器防止發動機內部的超音速氣流。無論是機頭進氣的米格-21、蘇-7，還是SR-71、B-58，道理都是一樣的，即：減緩和壓縮超音速氣流，令發動機能夠更好的“消化”。這個錐體並非靜止的，而是可以根據飛行速度前後進行移動以適應不同速度下的進氣量需求。

F-111

PhantomIII

當然了，機鼻往往被用於安裝雷達，米格-21的進氣錐算是承擔了雙重責任，不過機頭進氣的缺陷也限制了雷達的體積，而且浪費了空間。不同型別的飛機進氣錐不同，F-104、PhantomIII算是半椎體；F-111則是四分之一錐體。SR-71、B-58發動機安裝在機翼部位，和米格-21的情況又有些不同。伴隨著技術的發展，戰鬥機對進氣要求越發嚴格，這種氣流調節裝置也無法滿足戰鬥機高機動性的要求，再加上機頭進氣錐不利於電子裝置的安裝，因此後續的戰鬥機已經不再採用了。比如米格-25、F-15採用了楔形進氣道，利用楔形尖部的壓縮斜板頂端產生一道斜激波，對越過氣流進行減速和增壓。

SR-71

這個東西叫進氣錐（減震錐），其存在的主要目的是在超音速的狀態下將機頭的超音速氣流減速到亞音速氣流，以供應飛機發動機的進氣需求。

而這個進氣錐是可以隨飛機速度前後移動的，用來控制進氣的速度。在超音速下飛機產生的音錐在2-3馬赫左右將會在飛機的進氣錐附近產生空氣流出的現象，導致發動機進氣不順或是發動機減小功率，進氣錐的前後移動也是為了控制氣流的流動。速度越快，進氣錐越靠後。

SU20

當然機鼻的設計按照空氣動力學來說最佳的是流線型，由於製造的原因，進氣錐的形狀做成了簡單的圓錐型，在進氣錐被移到進氣道之後，機鼻的形狀漸漸圓潤，內部的空間也越來越大。形狀也越來越接近於流線型。不過由於隱身的要求，機鼻也變得稜角分明瞭起來。

左為進氣溢位

進氣錐內部其實是空的，其中還有雷達，不過體積受限於進氣錐的大小所以一般都不能做的很大，而由於空戰裡雷達的重要性，雷達越造越大，進氣錐也慢慢的裝不下這麼大的雷達了，所以機頭內部現在多是雷達等電子裝置，進氣口則移到了機身兩側，而進氣錐的形狀也相應變成了半錐，直到飛機氣動設計的進步，現代的DSI進氣道已經讓進氣錐的功能融入到了機身氣動之中。減少的運動機構也成功的使結構和重量得以最佳化。所以進氣錐的設計變得越來越少了。

D21B

不過在高超音速的導彈或是飛行器上依然還是可以看到這種設計，因為這種結構能夠有效的壓縮空氣，所以有些發動機也可以看到這種進氣錐，所以SR-71這種採用了渦噴發動機的高速怪物的進氣錐就非常明顯。

SR71

這個所謂的凸出的錐體，標準叫法應該是“進氣錐”，只要是超音速戰鬥機都有這個裝置，從早期的“圓錐、半圓錐”到後期的“楔形進氣道”，只是氣動造型各不相同而已。

對於噴氣發動機而言，進入進氣道的氣流必須是亞音速的，超音速氣流直接進入，將導致發動機喘振或停車。因此，超音速戰鬥機進氣道除正常進氣外，還有一個調速氣流速度的任務，這個任務就是由“進氣錐”完成的。

那個錐體叫進氣錐，是超音速進氣道調節進氣口大小的裝置。還使空氣從超音速降低到亞音速。

亞音速飛行時，發動機需要的進氣量少，空氣流速慢。空氣在進氣道內壓縮率不大。

超音速飛行時，飛機發動機需要的空氣多，但是空氣流速大，在進氣道內壓縮率高。此時要限制空氣流入，就要減小進氣口面積。

這個錐形體主要用來調整不同速度下的進氣量，在超音速狀態下對空氣進行減速、壓縮，使進氣道的空氣流速與發動機工作狀態相匹配，從而使飛行器能夠在高空以較高的馬赫數飛行。

調節錐的結構，可以看到透過動作筒實現向前或向後的運動

錐形進氣道是可調隔板進氣道出現之前，各航空大國普遍應用在戰鬥機上的設計，並非是蘇制飛機的專利。除蘇-7，Mig-21外，美國的F-104，SR-71，法國的Phantom-1，Phantom-2000，Phantom4000等多款戰鬥機都採用了錐形進氣道，只不過由於這些飛機採用兩側進氣，錐體並不在機頭部。

Phantom4000，Phantom2000，SR-71，F-104等多款西方陣營的飛機同樣採用錐形進氣道，應用非常廣泛

那麼進氣道為啥要有一個錐體？這要引入一個重要概念，激波（shock wave）。

如圖是飛機在不同速度下機械波（聲音）的傳播。在飛機＜1馬赫時，飛機頭部隊空氣的擾動產生的震動傳播大於飛機速度，此時波的傳播方向是朝向四面八方的；而當飛機的飛行速度超過音速，此時擾動波傳播速度小於飛機速度，先產生的擾動波將與後續產生的擾動波疊加，對空氣產生強烈的壓縮，將形成激波。當飛機馬赫數大於1時，擾動波的波陣面相對於飛機是一個圓錐形的形狀。

高速照相機拍攝到子彈產生的激波

由於渦輪發動機有嚴格的工況，要求進氣速度必須降到亞音速狀態，而超音速狀態下由於空氣的速度非常快，極易與發動機進氣渦輪失配造成空中停車。錐形進氣道正是利用了這一原理，在錐尖開始產生斜激波，波陣面與空氣運動方向不垂直，使空氣能夠沿著錐面向後運動，而在第二個錐面產生正激波，波陣面垂直空氣運動方向，對空氣進行壓縮和減速。在渦輪風扇發動機成熟之前，這個錐體有效充當了壓氣機的角色，飛機飛行速度越快，壓氣效率越高，因此這樣的衝壓渦輪發動機非常適合用於高空高速飛行的飛行器上，比較有代表性的就是美國的SR-71黑鳥——一種可以以3倍音速飛行的飛機。

而米格-21採用此技術後，飛行速度也輕鬆突破了2倍音速。不過這種機頭進氣的方式最大的缺點就是沒辦法在錐體裡裝雷達，或者只能裝個很小的雷達，因此嚴重製約了戰鬥機的作戰能力。對於蘇聯來講，米格-21不過是一種可消耗的廉價戰術飛機，因此還不太重視，但北約歷來非常重視雷達在戰機上的應用，因此F-104以及後來的Phantom系列紛紛採用的是兩側進氣，這也是為什麼我們印象裡機頭有個圓錐是蘇制戰機的一大特點。

這種設計在中國殲7的研製過程中被原樣不動的照搬了。而殲八早期型號也同樣採用了這種進氣方式。不過中國航空設計師也意識到了這個問題，在殲7後期型號和殲八上採用了直徑更大的錐體，裝上了自己研製的雷達/測距器。不過效能依舊捉急，總體水平還停留在西方60年代水平。

學名叫做激波錐，一些超音速飛機和導彈的組成部分。除了蘇制米格-21和蘇-7戰鬥轟炸機外，英國電氣閃電、TSR-2、達索Phantom、SR-71“黑鳥”、B-58“盜賊”等機型都是類似設計。進氣錐的主要目的是在空氣進入發動機前將其從超音速減速至亞音速。除了超燃衝壓發動機（進氣流速超過音速）之外，所有的噴氣發動機都需要亞音速氣流才能正常工作，且需要散流器防止發動機內部的超音速氣流。無論是機頭進氣的米格-21、蘇-7，還是SR-71、B-58，道理都是一樣的，即：減緩和壓縮超音速氣流，令發動機能夠更好的“消化”。這個錐體並非靜止的，而是可以根據飛行速度前後進行移動以適應不同速度下的進氣量需求。 伴隨著技術的發展，三代戰鬥機對進氣要求越發嚴格，這種氣流調節裝置也無法滿足戰鬥機高機動性的要求，再加上機頭進氣錐不利於電子裝置的安裝，因此後續的戰鬥機已經不再採用了。比如米格-25、F-15採用了楔形進氣道，利用楔形尖部的壓縮斜板頂端產生一道斜激波，對越過氣流進行減速和增壓。。

最好的發動機工作條件是進氣道內的氣流有壓力而沒速度。當然這是一個最最最理想的狀態。然而既然飛機在空氣中飛行，那麼還是避免不了進氣道內的氣流有極高的速度的。這種高速氣流如果吹在發動機葉片上的話，會降低進氣效率。因此即便是看似平頭的第一代戰鬥機，進氣道內也設計了和進氣錐相似的降低空氣速度的結構。

當然了很多人也會和W君提類似於F-16這樣的飛機進氣道好像是空無一物的感覺。

但是如果是真正的接近F-16從正面去看，那麼我們也不難發現F-16的進氣道是在不斷變窄的。

明顯的可以看出這是一個收口的結構。

裝不裝進氣錐，基本要達成的目的其實都是一樣的——降低氣流速度增大氣流壓力。

這裡的理論依據就是伯努利原理了。

當可壓縮流體由一個大截面區域進入小截面區域的時候，速度降低壓力增大，反之依然成立（其後面的最終原理是能力守恆）。

如果不降低速度可不可以？當然不行。

當超音速氣流接觸到發動機葉片的時候，由於激波的干擾作用會導致壓氣機葉片很難將穩定的氣流輸送到燃燒室這樣就會帶來發動機喘振現象，或者直接讓燃燒室不工作導致發動機停車。危害還是很大的。

在一代機的時候，由於飛行速度慢而且包線很窄，於是大部分第一代戰鬥機都做了固定式的結構。而在二代戰機的時候主要突出了高空高速這兩個戰術特性。因此一個單一固定結構的減速設計就很難滿足大包線飛行的需要了。因此就有了進氣錐。

透過前後移動進氣錐可以讓進氣道的氣流按需減速。這就基本上是專門為了適應大包線飛行的設計了。 美國、蘇聯、法國等國家大量的二代機都是採用了可調節進氣錐的設計

而很快戰鬥機進入第三代。一方面就出現了類似於F-16這種經過精心設計的進氣道，另外一方面則一些重型戰機例如F-15 則採用了安裝進氣道調節板的設計：

透過調節隔板來實現不同氣流量的控制。

當然了，這個設計一直用到F-22，在F-22進氣道內實際上也是有隔板結構存在的

F-22這種帶有隔板和間隙的進氣道叫做加萊特進氣道。當然了，後來還有鼓包的DSI進氣道。這也是很多人爭論不同進氣道優劣的一個要點技術。

整體上W君還是比較支援加萊特進氣道的。是不是扯遠了，扯回來，二代機的錐實際上也就是加萊特進氣道隔板技術的一個前身。