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，可以看到通過動作筒實現向前或向后的運動

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斗機上的設計，并非是蘇制飛機的專利。除蘇-7，Mig-21外，美國的F-104，SR-71，法國的幻影-1，幻影-2000，幻影4000等多款戰斗機都采用了錐形進氣道，只不過由于這些飛機采用兩側進氣，錐體并不在機頭部。

幻影4000，幻影2000，SR-71，F-104等多款西方陣營的飛機同樣采用錐形進氣道，應用非常廣泛

那么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于飛機速度，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于飛機速度，先產生的擾動波將與后續產生的擾動波疊加，對空氣產生強烈的壓縮，將形成激波。當飛機馬赫數大于1時，擾動波的波陣面相對于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

由于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，而超音速狀態下由于空氣的速度非常快，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后運動，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，因此這樣的沖壓渦輪發動機非常適合用于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采用此技術后，飛行速度也輕松突破了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里裝雷達，或者只能裝個很小的雷達，因此嚴重制約了戰斗機的作戰能力。對于蘇聯來講，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以及后來的幻影系列紛紛采用的是兩側進氣，這也是為什么我們印象里機頭有個圓錐是蘇制戰機的一大特點。

這種設計在我國殲7的研制過程中被原樣不動的照搬了。而殲八早期型號也同樣采用了這種進氣方式。不過我國航空設計師也意識到了這個問題，在殲7后期型號和殲八上采用了直徑更大的錐體，裝上了自己研制的雷達/測距器。不過性能依舊捉急，總體水平還停留在西方60年代水平。

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戰斗轟炸機外，英國電氣閃電、TSR-2、達索幻影、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。除了超燃沖壓發動機（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”。這個錐體并非靜止的，而是可以根據飛行速度前后進行移動以適應不同速度下的進氣量需求。

F-111

幻影III

當然了，機鼻往往被用于安裝雷達，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。不同類型的飛機進氣錐不同，F-104、幻影III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，戰斗機對進氣要求越發嚴格，這種氣流調節裝置也無法滿足戰斗機高機動性的要求，再加上機頭進氣錐不利于電子設備的安裝，因此后續的戰斗機已經不再采用了。比如米格-25、F-15采用了楔形進氣道，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

謝邀，著個東西叫做進氣錐。

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，那么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斗機，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君提類似于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，那么我們也不難發現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。

這里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（其后面的最終原理是能力守恒）。

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，由于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，由于飛行速度慢而且包線很窄，于是大部分第一代戰斗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。

通過前后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采用了可調節進氣錐的設計

而很快戰斗機進入第三代。一方面就出現了類似于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 則采用了安裝進氣道調節板的設計：

通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，后來還有鼓包的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君還是比較支持加萊特進氣道的。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。

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

對于噴氣發動機而言，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，超音速戰斗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。

當超音速氣流進入進氣道，由“進氣錐”來壓縮空氣產生“激波”，氣流在穿過“激波”之后，溫度壓強增加，速度下降。根據飛行馬赫數的變化，通過“圓錐”的前后伸縮調節來產生“激波”。

題目中提到，圓錐形激波錐是不是蘇式戰機的特色，其實世界各國都有采用。只是以米格-21這種機頭進氣方式，會造成大功率雷達無法安裝，機體設計受限，對于以后的改進造成很大障礙。所以各國后續戰機陸續拋棄這種設計。列舉一些采用類似設計機型：法制幻影系列、英國閑電、美國SR-71、蘇聯米格21、蘇22等。

英國閃電戰機也有，怎么能只算蘇制戰機的特點

米格21為了減阻、減重采用了機頭進氣，為了追求高速性能，又要調節進氣面積，降低溢流阻力和激波阻力，就在進氣道內設計了可調節的錐體。

米格21機頭醒目的凸出錐體

米格21之所以用機頭進氣，主要出于以下幾點考慮：

一用機頭進氣可以減阻。相比兩側進氣和腹部進氣，頭部進氣方式進氣口與飛機的融合程度更高，能夠減小飛機的投影面積，大幅度降低阻力。

機頭進氣方式的阻力要比兩側進氣小得多

二是為了減重。機頭進氣不需要設計隔離、泄放附面層的結構，可節約可觀的重量。

正是因為機頭進氣的優良減阻減重效果，使米格21在整機推重比只有0.7的情況下，最大飛行速度超過了2馬赫。

如果僅僅是想減阻減重，米格21完全可以設計成殲5那樣的不可調機頭進氣道，但它還要追求高速性能。在超音速狀態下，發動機需要的空氣量低于進氣道通過量時，不可調的機頭進氣道將處于溢流狀態，從而產生額外阻力。在這種情況下，米格21的凸出錐體就會對氣流形成預壓縮效果，避免溢流現象的發生，中心錐的位置還可以前后調節，兼顧亞音速狀態的進氣要求。

米格21的錐體可通過前后移動來調節進氣量

且超過音速后，不可調的機頭進氣口附近還會產生正激波，超音速氣流經過正激波會減為亞音速，在這個過程中會產生很大的激波阻力，因此，米格21需要用凸出的錐體將正激波變為阻力較小的斜激波，因此，這個調節錐又叫激波錐。

飛機超過音速時會出現激波

但凡事有利必有弊，采用機頭進氣后，米格21的雷達就只能設計到激波錐里了，這就極大限制了雷達天線的孔徑，因此米格21及殲7系列的超視距空戰能力受到了很大限制。

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后移動的，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，進氣錐的前后移動也是為了控制氣流的流動。速度越快，進氣錐越靠后。

SU20

當然機鼻的設計按照空氣動力學來說最佳的是流線型，由于制造的原因，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后，機鼻的形狀漸漸圓潤，內部的空間也越來越大。形狀也越來越接近于流線型。不過由于隱身的要求，機鼻也變得棱角分明了起來。

左為進氣溢出

進氣錐內部其實是空的，其中還有雷達，不過體積受限于進氣錐的大小所以一般都不能做的很大，而由于空戰里雷達的重要性，雷達越造越大，進氣錐也慢慢的裝不下這么大的雷達了，所以機頭內部現在多是雷達等電子設備，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優化。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這種采用了渦噴發動機的高速怪物的進氣錐就非常明顯。

SR71

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蘇-17戰斗轟炸機一樣使用進氣調節錐

米格-21戰斗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”?？梢哉f這個東西是冷戰時期蘇聯戰斗機最明顯的特征之一。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，可謂對其是情有獨鐘。當然，采用進氣調節錐的并只有蘇聯飛機，像英國的“閃電”，法國的“幻影”F-1/2000,美國的SR-71等等也都存在這個設備。

高速飛行中的米格-21戰斗機

至于說這個進氣調節錐是做什么用的？我們都知道，當戰斗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于飛行，但實際上并不是這么一回事。恰恰相反，這對戰斗機來說并不算是好消息，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斗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，于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。當戰斗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后移動，從而使戰斗機的發動機一直能夠得到足夠的進氣量。當然，進氣調節錐并不是隨意設計的，它的形狀隨著飛機的空氣動力系數不同會有很大的變化。不過由于在戰斗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戰斗機那樣的進氣調節錐已經看不到了，更多是“幻影”F-1/2000那樣的方式。

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。

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戰斗轟炸機外，英國電氣閃電、TSR-2、達索幻影、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。除了超燃沖壓發動機（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”。這個錐體并非靜止的，而是可以根據飛行速度前后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，三代戰斗機對進氣要求越發嚴格，這種氣流調節裝置也無法滿足戰斗機高機動性的要求，再加上機頭進氣錐不利于電子設備的安裝，因此后續的戰斗機已經不再采用了。比如米格-25、F-15采用了楔形進氣道，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。。