为什么米格-21战斗机前方有个凸出的锥体

这个锥形体主要用来调整不同速度下的进气量，在超音速状态下对空气进行减速、压缩，使进气道的空气流速与发动机工作状态相匹配，从而使飞行器能够在高空以较高的马赫数飞行。
调节锥的结构，可以看到通过动作筒实现向前或向后的运动锥形进气道是可调隔板进气道出现之前，各航空大国普遍应用在战斗机上的设计，并非是苏制飞机的专利。
除苏-7，Mig-21外，美国的F-104，SR-71，法国的幻影-1，幻影-2000，幻影4000等多款战斗机都采用了锥形进气道，只不过由于这些飞机采用两侧进气，锥体并不在机头部。
幻影4000，幻影2000，SR-71，F-104等多款西方阵营的飞机同样采用锥形进气道，应用非常广泛那么进气道为啥要有一个锥体？
这要引入一个重要概念，激波（shock wave）。
如
在飞机＜1马赫时，飞机头部队空气的扰动产生的震动传播大于飞机速度，此时波的传播方向是朝向四面八方的；
而当飞机的飞行速度超过音速，此时扰动波传播速度小于飞机速度，先产生的扰动波将与后续产生的扰动波叠加，对空气产生强烈的压缩，将形成激波。
当飞机马赫数大于1时，扰动波的波阵面相对于飞机是一个圆锥形的形状。
高速照相机拍摄到子弹产生的激波由于涡轮发动机有严格的工况，要求进气速度必须降到亚音速状态，而超音速状态下由于空气的速度非常快，极易与发动机进气涡轮失配造成空中停车。
锥形进气道正是利用了这一原理，在锥尖开始产生斜激波，波阵面与空气运动方向不垂直，使空气能够沿着锥面向后运动，而在第二个锥面产生正激波，波阵面垂直空气运动方向，对空气进行压缩和减速。
在涡轮风扇发动机成熟之前，这个锥体有效充当了压气机的角色，飞机飞行速度越快，压气效率越高，因此这样的冲压涡轮发动机非常适合用于高空高速飞行的飞行器上，比较有代表性的就是美国的SR-71黑鸟——一种可以以3倍音速飞行的飞机。
而米格-21采用此技术后，飞行速度也轻松突破了2倍音速。
不过这种机头进气的方式最大的缺点就是没办法在锥体里装雷达，或者只能装个很小的雷达，因此严重制约了战斗机的作战能力。
对于苏联来讲，米格-21不过是一种可消耗的廉价战术飞机，因此还不太重视，但北约历来非常重视雷达在战机上的应用，因此F-104以及后来的幻影系列纷纷采用的是两侧进气，这也是为什么我们印象里机头有个圆锥是苏制战机的一大特点。
这种设计在我国歼7的研制过程中被原样不动的照搬了。
而歼八早期型号也同样采用了这种进气方式。
不过我国航空设计师也意识到了这个问题，在歼7后期型号和歼八上采用了直径更大的锥体，装上了自己研制的雷达/测距器。
不过性能依旧捉急，总体水平还停留在西方60年代水平。

参考：
这个学名叫做机头进气锥/进气调节锥/激波锥，一些超音速飞机和导弹的组成部分。
除了苏制米格-21和苏-7战斗轰炸机外，英国电气闪电、TSR-2、达索幻影、SR-71“黑鸟”、B-58“盗贼”等机型上也有类似设计。
米格-21进气锥的主要目的是在空气进入发动机前将其从超音速减速至亚音速。
除了超燃冲压发动机（进气流速超过音速）之外，所有的喷气发动机都需要亚音速气流才能正常工作，且需要散流器防止发动机内部的超音速气流。
无论是机头进气的米格-21、苏-7，还是SR-71、B-58，道理都是一样的，即：减缓和压缩超音速气流，令发动机能够更好的“消化”。
这个锥体并非静止的，而是可以根据飞行速度前后进行移动以适应不同速度下的进气量需求。
F-111幻影III当然了，机鼻往往被用于安装雷达，米格-21的进气锥算是承担了双重责任，不过机头进气的缺陷也限制了雷达的体积，而且浪费了空间。
不同类型的飞机进气锥不同，F-104、幻影III算是半椎体；
F-111则是四分之一锥体。
SR-71、B-58发动机安装在机翼部位，和米格-21的情况又有些不同。
伴随着技术的发展，战斗机对进气要求越发严格，这种气流调节装置也无法满足战斗机高机动性的要求，再加上机头进气锥不利于电子设备的安装，因此后续的战斗机已经不再采用了。
比如米格-25、F-15采用了楔形进气道，利用楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，对越过气流进行减速和增压。
SR-71
参考：

最好的发动机工作条件是进气道内的气流有压力而没速度。
当然这是一个最最最理想的状态。
然而既然飞机在空气中飞行，那么还是避免不了进气道内的气流有极高的速度的。
这种高速气流如果吹在发动机叶片上的话，会降低进气效率。
因此即便是看似平头的第一代战斗机，进气道内也设计了和进气锥相似的降低空气速度的结构。
当然了很多人也会和W君提类似于F-16这样的飞机进气道好像是空无一物的感觉。
但是如果是真正的接近F-16从正面去看，那么我们也不难发现F-16的进气道是在不断变窄的。
明显的可以看出这是一个收口的结构。
装不装进气锥，基本要达成的目的其实都是一样的——降低气流速度增大气流压力。
这里的理论依据就是伯努利原理了。
当可压缩流体由一个大截面区域进入小截面区域的时候，速度降低压力增大，反之依然成立（其后面的最终原理是能力守恒）。
如果不降低速度可不可以？
当然不行。
当超音速气流接触到发动机叶片的时候，由于激波的干扰作用会导致压气机叶片很难将稳定的气流输送到燃烧室这样就会带来发动机喘振现象，或者直接让燃烧室不工作导致发动机停车。
危害还是很大的。
在一代机的时候，由于飞行速度慢而且包线很窄，于是大部分第一代战斗机都做了固定式的结构。
而在二代战机的时候主要突出了高空高速这两个战术特性。
因此一个单一固定结构的减速设计就很难满足大包线飞行的需要了。
因此就有了进气锥。
通过前后移动进气锥可以让进气道的气流按需减速。
这就基本上是专门为了适应大包线飞行的设计了。
美国、苏联、法国等国家大量的二代机都是采用了可调节进气锥的设计而很快战斗机进入第三代。
一方面就出现了类似于F-16这种经过精心设计的进气道，另外一方面则一些重型战机例如F-15 则采用了安装进气道调节板的设计：通过调节隔板来实现不同气流量的控制。
当然了，这个设计一直用到F-22，在F-22进气道内实际上也是有隔板结构存在的F-22这种带有隔板和间隙的进气道叫做加莱特进气道。
当然了，后来还有鼓包的DSI进气道。
这也是很多人争论不同进气道优劣的一个要点技术。
整体上W君还是比较支持加莱特进气道的。
是不是扯远了，扯回来，二代机的锥实际上也就是加莱特进气道隔板技术的一个前身。

参考：
这个所谓的凸出的锥体，标准叫法应该是“进气锥”，只要是超音速战斗机都有这个设备，从早期的“圆锥、半圆锥”到后期的“楔形进气道”，只是气动造型各不相同而已。
对于喷气发动机而言，进入进气道的气流必须是亚音速的，超音速气流直接进入，将导致发动机喘振或停车。
因此，超音速战斗机进气道除正常进气外，还有一个调速气流速度的任务，这个任务就是由“进气锥”完成的。
当超音速气流进入进气道，由“进气锥”来压缩空气产生“激波”，气流在穿过“激波”之后，温度压强增加，速度下降。
根据飞行马赫数的变化，通过“圆锥”的前后伸缩调节来产生“激波”。
题目中提到，圆锥形激波锥是不是苏式战机的特色，其实世界各国都有采用。
只是以米格-21这种机头进气方式，会造成大功率雷达无法安装，机体设计受限，对于以后的改进造成很大障碍。
所以各国后续战机陆续抛弃这种设计。
列举一些采用类似设计机型：法制幻影系列、英国闲电、美国SR-71、苏联米格21、苏22等。

参考：
英国闪电战机也有，怎么能只算苏制战机的特点
参考：
米格21为了减阻、减重采用了机头进气，为了追求高速性能，又要调节进气面积，降低溢流阻力和激波阻力，就在进气道内设计了可调节的锥体。
米格21机头醒目的凸出锥体米格21之所以用机头进气，主要出于
相比两侧进气和腹部进气，头部进气方式进气口与飞机的融合程度更高，能够减小飞机的投影面积，大幅度降低阻力。
机头进气方式的阻力要比两侧进气小得多二是为了减重。
机头进气不需要设计隔离、泄放附面层的结构，可节约可观的重量。
正是因为机头进气的优良减阻减重效果，使米格21在整机推重比只有0.7的情况下，最大飞行速度超过了2马赫。
如果仅仅是想减阻减重，米格21完全可以设计成歼5那样的不可调机头进气道，但它还要追求高速性能。
在超音速状态下，发动机需要的空气量低于进气道通过量时，不可调的机头进气道将处于溢流状态，从而产生额外阻力。
在这种情况下，米格21的凸出锥体就会对气流形成预压缩效果，避免溢流现象的发生，中心锥的位置还可以前后调节，兼顾亚音速状态的进气要求。
米格21的锥体可通过前后移动来调节进气量且超过音速后，不可调的机头进气口附近还会产生正激波，超音速气流经过正激波会减为亚音速，在这个过程中会产生很大的激波阻力，因此，米格21需要用凸出的锥体将正激波变为阻力较小的斜激波，因此，这个调节锥又叫激波锥。
飞机超过音速时会出现激波但凡事有利必有弊，采用机头进气后，米格21的雷达就只能设计到激波锥里了，这就极大限制了雷达天线的孔径，因此米格21及歼7系列的超视距空战能力受到了很大限制。

参考：
这个东西叫进气锥（减震锥），其存在的主要目的是在超音速的状态下将机头的超音速气流减速到亚音速气流，以供应飞机发动机的进气需求。
而这个进气锥是可以随飞机速度前后移动的，用来控制进气的速度。
在超音速下飞机产生的音锥在2-3马赫左右将会在飞机的进气锥附近产生空气流出的现象，导致发动机进气不顺或是发动机减小功率，进气锥的前后移动也是为了控制气流的流动。
速度越快，进气锥越靠后。
SU20当然机鼻的设计按照空气动力学来说最佳的是流线型，由于制造的原因，进气锥的形状做成了简单的圆锥型，在进气锥被移到进气道之后，机鼻的形状渐渐圆润，内部的空间也越来越大。
形状也越来越接近于流线型。
不过由于隐身的要求，机鼻也变得棱角分明了起来。
左为进气溢出进气锥内部其实是空的，其中还有雷达，不过体积受限于进气锥的大小所以一般都不能做的很大，而由于空战里雷达的重要性，雷达越造越大，进气锥也慢慢的装不下这么大的雷达了，所以机头内部现在多是雷达等电子设备，进气口则移到了机身两侧，而进气锥的形状也相应变成了半锥，直到飞机气动设计的进步，现代的DSI进气道已经让进气锥的功能融入到了机身气动之中。
减少的运动机构也成功的使结构和重量得以优化。
所以进气锥的设计变得越来越少了。
D21B不过在高超音速的导弹或是飞行器上依然还是可以看到这种设计，因为这种结构能够有效的压缩空气，所以有些发动机也可以看到这种进气锥，所以SR-71这种采用了涡喷发动机的高速怪物的进气锥就非常明显。
SR71

参考：
苏-17战斗轰炸机一样使用进气调节锥米格-21战斗机前方那个凸出的锥体一般称作进气调节锥，有时候也翻译成“阻尼整流罩”。
可以说这个东西是冷战时期苏联战斗机最明显的特征之一。
实际上，不仅仅是
尤其是苏霍伊设计局，他们的苏-7/9/11/17/20/22等诸多型号一直沿用机头的进气调节锥，可谓对其是情有独钟。
当然，采用进气调节锥的并只有苏联飞机，像英国的“闪电”，法国的“幻影”F-1/2000,美国的SR-71等等也都存在这个设备。
高速飞行中的米格-21战斗机至于说这个进气调节锥是做什么用的？
我们都知道，当战斗机在进行超音速飞行的时候，其进气道的气流也会相应地会加速到2-3马赫甚至更大。
也许会有人觉得气流速度变大会有利于飞行，但实际上并不是这么一回事。
恰恰相反，这对战斗机来说并不算是好消息，因为任凭这种情况发展，会导致发动机“供氧不足”，进而让发动机的功率大幅度的下降。
而一旦出现这种情况，对正在高速飞行的战斗机来说是相当危险的。
进气调节锥会根据飞行速度自动调节为了避免这种情况发生，于是人们就发明了进气调节锥。
它的作用主要就是控制高速流动的空气。
当战斗机在进行高速飞行的时候，进气调节锥会根据具体情况向前或者向后移动，从而使战斗机的发动机一直能够得到足够的进气量。
当然，进气调节锥并不是随意设计的，它的形状随着飞机的空气动力系数不同会有很大的变化。
不过由于在战斗机正前方使用进气调节锥会影响使用更大口径的雷达，所以现在像米格-21战斗机那样的进气调节锥已经看不到了，更多是“幻影”F-1/2000那样的方式。

参考：
那个锥体叫进气锥，是超音速进气道调节进气口大小的装置。
还使空气从超音速降低到亚音速。
亚音速飞行时，发动机需要的进气量少，空气流速慢。
空气在进气道内压缩率不大。
超音速飞行时，飞机发动机需要的空气多，但是空气流速大，在进气道内压缩率高。
此时要限制空气流入，就要减小进气口面积。

参考：
学名叫做激波锥，一些超音速飞机和导弹的组成部分。
除了苏制米格-21和苏-7战斗轰炸机外，英国电气闪电、TSR-2、达索幻影、SR-71“黑鸟”、B-58“盗贼”等机型都是类似设计。
进气锥的主要目的是在空气进入发动机前将其从超音速减速至亚音速。
除了超燃冲压发动机（进气流速超过音速）之外，所有的喷气发动机都需要亚音速气流才能正常工作，且需要散流器防止发动机内部的超音速气流。
无论是机头进气的米格-21、苏-7，还是SR-71、B-58，道理都是一样的，即：减缓和压缩超音速气流，令发动机能够更好的“消化”。
这个锥体并非静止的，而是可以根据飞行速度前后进行移动以适应不同速度下的进气量需求。
伴随着技术的发展，三代战斗机对进气要求越发严格，这种气流调节装置也无法满足战斗机高机动性的要求，再加上机头进气锥不利于电子设备的安装，因此后续的战斗机已经不再采用了。
比如米格-25、F-15采用了楔形进气道，利用楔形尖部的压缩斜板顶端产生一道斜激波，对越过气流进行减速和增压。
。

参考：
调节进气量。