簡介
進氣口，空氣管道或類似結構的開口,它利用飛機向前運動而蒐集空氣,引導到發動機或通風機里去。渦輪噴氣發動機壓氣機進口流速的馬赫數約為0.4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉變為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以超音速飛機進氣道對提高飛行性能有重要的作用。定義
定義1：空氣進入壓氣機進口法蘭的管道。所屬學科：電力（一級學科）；汽輪機、燃氣輪機（二級學科）
定義2：空氣噴氣發動機所需空氣的進口和通道。
所屬學科：航空科技（一級學科）；航空器（二級學科）
亞音速進氣口
進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.6以下的低超音速飛機上也廣為採用。超音速進氣口
超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態性能不好，起動困難，在飛機上未見採用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。可調進氣口
簡介
在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處於低效率的超臨界狀態。當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時，進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，並引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛套用可調進氣道。常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多餘的空氣放掉，不使進氣道處於亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設定有在低速能被吸開的輔助進氣口。類型
DSI進氣口 DSI進氣口就是在戰機進氣口前部機身處設計一塊突起，可以對空氣進行預壓縮，並同時吹除影響發動機吸氣的附面層，也有利於隱形。進氣口裡面有可以調節的進氣量多少的裝置，這種進氣口對製造工藝要求較高。如你所說，殲-20用的就是DSI進氣口。加萊特進氣道利用了超音速激波增壓原理，有利於進行大馬赫數的高速飛行，這種進氣道對戰機的氣動設計要求很高，F-22用的就是這種，這也是F-22進氣口比殲-20進氣口大的原因。固定進氣口就是指不能對發動機進氣量進行調節的進氣口。 DSI和加萊特技術含量較高，設計和製作工藝也比較複雜。這兩種進氣各有所長，主要看對戰機性能的要求，比如F-22追求超音速巡航就用加萊特，可以保持戰機在持續高速飛行狀態下的穩定。二維可調式 殲-10與“幼獅”的另外一處重大不同在於進氣道。“幼獅”的進氣道與F-16類似，為固定幾何形狀。而殲-10採用的是帶中心激波錐的二維可調式進氣道，這種帶調節板的進氣道布局與F-4“鬼怪”Ⅱ有些類似。只是殲-10將“鬼怪”的進氣道平移至機腹下，由調節板(位置在邊界層分離板的後方)構成進氣道的前部，這為發動機提供了不同飛行狀態所需的氣流，更加適合高性能空空作戰。此外，可調節進氣道所增加的高效整流壓縮能力(在1.5馬赫時為5%，在1.8馬赫增加至15%，在2馬赫時為25～30%)極大地提高了飛機超音速飛行時的發動機推力，從而使飛機獲得更好的爬升和高速性能。這種進氣道布局的不足主要包括隱身效果欠佳(這也是所有機腹進氣道布局飛機的通病)、重量偏大且結構複雜(F-16為此增重80～100公斤)和生產費用增加，同時調節板的動力和調節系統還加大了飛機的維護負擔。
適合超音速飛行的氣動布局、強勁的發動機和可調節式進氣道使殲-10最大速度能夠達到2.2馬赫，大於“幼獅”宣稱的1.8馬赫。殲-10的高超性能集中於空空作戰，因此無論是執行空防還是截擊任務都將是一把利器。
