进气口，空气管道或类似结构的开口,它利用飞机向前运动而搜集空气,引导到发动机或通风机里去。

进气口按形状与位置可分为前缘进气口、漏斗形进气口(或风斗形进气口)、蒙皮进气口、内部进气口等。

按进气口在附面层外或附面层内工作，又可分为头部进气口(亦称冲压式进气口)与淹没式进气口。后者还可分为全淹没式与部分淹没式。

开在机翼前缘或机头等处的进气口。这种进气口因为正对着远前方来的自由气流，进口处没有附面层，所以也称为头部进气口。它的总压恢复很好，但气动阻力较大。

将进气口装在飞机蒙皮上，并做成风斗形向外突出在与飞机蒙皮平行的气流中。

这种进气口的总压恢复和所输入的流量与进气口所接触的附面层气流的相对量有关。当它主要与自由气流接触时，可以具有与前缘进气口同样好的总压恢复，但气动阻力较大。这种进气口称为冲压式风斗进气口。当进气口基本上与附面层接触或在附面层内工作时，称为淹没式风斗进气口。因附面层气流的能量较小，所以这种进气口的总压恢复较差，但气动阻力也较小。

在飞机蒙皮平面开一个进气口。由于这种进气口处在附面层内，故又称为埋入式进气口。埋入式进气口的轴线同蒙皮表面的倾斜角是影响总压恢复的主要参数，轴线相对于表面的倾斜角愈小，其总压恢复就愈好，当进气口轴线顺着气流的方向时，可以获得最好的总压恢复。此外，进气口的宽深比也会影响其性能。当马赫数大于0．9时，深而窄的进气口比浅而宽的进气口阻力小，且其总压恢复及质量流量都较大；但在马赫数较低时，却是宽进气口的性能较好。总的来说，蒙皮进气口比其他类型的进气口气动阻力小，但其总压恢复和质量流量也较小。

它是在发动机的进气道侧壁上开的一个进气口。因为一般发动机进气道都设计得很好，所以它的总压恢复也较好。而且，这种进气口可以保证在地面停机(发动机工作)和低速飞行时，热交换器冷边有足够的流量，从而改善环境控制制冷系统在地面和低速下的性能。

不同类型的进气口，其设计和性能参数的估算方法也不同，以下仅介绍前缘进气口和漏斗形进气口的设计和性能参数估算。

进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。亚音速进气道在超音速工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。激波前速度越大，损失也越大。但是，亚音速进气道构造简单、重量轻，在马赫数为1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。

超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。

①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大。

②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。

③混合式进气道：是内外压式的折衷。

在超音速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调进气道。常用的方法是调节喉部面积和斜板角度，使进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，不使进气道处于亚临界溢流状态。同时，为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。

DSI进气口 DSI进气口就是在战机进气口前部机身处设计一块突起，可以对空气进行预压缩，并同时吹除影响发动机吸气的附面层，也有利于隐形。进气口里面有可以调节的进气量多少的装置，这种进气口对制造工艺要求较高。如你所说，歼-20用的就是DSI进气口。加莱特进气道利用了超音速激波增压原理，有利于进行大马赫数的高速飞行，这种进气道对战机的气动设计要求很高，F-22用的就是这种，这也是F-22进气口比歼-20进气口大的原因。固定进气口就是指不能对发动机进气量进行调节的进气口。 DSI和加莱特技术含量较高，设计和制作工艺也比较复杂。这两种进气各有所长，主要看对战机性能的要求，比如F-22追求超音速巡航就用加莱特，可以保持战机在持续高速飞行状态下的稳定。

二维可调式 歼-10与“幼狮”的另外一处重大不同在于进气道。“幼狮”的进气道与F-16类似，为固定几何形状。而歼-10采用的是带中心激波锥的二维可调式进气道，这种带调节板的进气道布局与F-4“鬼怪”Ⅱ有些类似。只是歼-10将“鬼怪”的进气道平移至机腹下，由调节板(位置在边界层分离板的后方)构成进气道的前部，这为发动机提供了不同飞行状态所需的气流，更加适合高性能空空作战。此外，可调节进气道所增加的高效整流压缩能力(在1.5马赫时为5%，在1.8马赫增加至15%，在2马赫时为25～30%)极大地提高了飞机超音速飞行时的发动机推力，从而使飞机获得更好的爬升和高速性能。这种进气道布局的不足主要包括隐身效果欠佳(这也是所有机腹进气道布局飞机的通病)、重量偏大且结构复杂(F-16为此增重80～100公斤)和生产费用增加，同时调节板的动力和调节系统还加大了飞机的维护负担。

适合超音速飞行的气动布局、强劲的发动机和可调节式进气道使歼-10最大速度能够达到2.2马赫，大于“幼狮”宣称的1.8马赫。歼-10的高超性能集中于空空作战，因此无论是执行空防还是截击任务都将是一把利器。

进气道按其在飞机上的位置不同大体上分为正面进气和非正面进气。①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，进气口前流场不受干扰，其优点是构造简单。机身头部正面进气口的最大缺点是机身头部不便于放置雷达天线，同时进气道管也太长；②非正面进气：包括两侧进气、翼根进气、腹部进气和翼下进气。它们在不同程度上克服了机头正面进气的缺点。在非正面进气方案中须防止进气口前面贴近机身或机翼表面的一层不均匀气流（附面层）进入进气道。为此，进气口与机身或机翼表面要隔开一定距离，并设计一定的通道把附面层抽吸掉，这相应地会增加一些阻力。腹部和翼下进气充分利用了机身或机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件。

发动机进气口常会结冰，妨碍进气口流人足够的空气以维持燃烧。进气口非常容易发生结冰现象，因为这种结冰不需要可见的液滴也可发生。因此，在晴朗、温暖的天气里也可能出现发动机进气口结冰的现象。进气口发生结冰的温度范围随着发动机种类的不同而变化(活塞和喷气式发动机相比较)。不过一般情况下，如果空气的温度在10℃以下且湿度较高，进气口就存在发生结冰现象的可能。

在化油器内，空气会膨胀，燃油会汽化，易发生结冰现象。如果吸人化油器的空气湿度较高，那么化油器在其内部温度小于22℃时都可能发生结冰。化油器内部的温度降幅一般小于或等于20℃，但有时也可能达到400℃ 在空气中存在一定水分的条件下，如果化油器把温度降到0℃及以下，其内部通道就会发生结冰。结冰最容易发生在排气口、喉道和节流阀处。

化油器的加热器是一个防冰而非除冰装置，所以其主要功能是防止结冰。当加热器打开时，空气在进入化油器之前会被加热，从而使燃料和空气混合物的温度保持在0℃以上。加热器可能会把进入进气口的少量冰雪融化。由于化油器的加热器可能会对飞机的性能造成不利影响，所以须根据飞机操作手册来使用它。

水易溶于燃油中，所以当湿度较高时，燃油会吸收一定的水分。当燃油吸收了较多水分并且其温度小于或等于水的冻结温度时，偶尔会出现燃油系统结冰的现象。

当气象条件有利于机体结冰，即存在液态水和可以发生结冰的温度时，进气系统可能会发生结冰。不过进气系统也可在干净空气中发生结冰，条件是空气的相对湿度较高且温度要小于或等于10℃。

进气道的结冰条件颇似化油器的结冰条件：即存在过冷却水，或者空气的湿度较高且温度高于0℃。

进入进气道的空气压力在飞机的滑跑、起飞和爬升阶段非常低，所以温度可以降低到发生冷凝或凝华现象的程度。因此，在进气道内会出现结冰，从而使管道变窄并影响空气的进入。

当过冷却的液滴在进气道导流片上形成积冰时，进入发动机的空气流量会减小。这使得发动机的推力下降，严重时会使发动机停车。一旦发生这种结冰现象，一个很直接的危害就是压气机进气口前面脱落的积冰可能

会被吸人发动机，进而对发动机造成严重破坏。