飞机上的进口（或发动机短舱进口）至发动机进口的一段管道称为发动机进气道。进气道以最小的流动损失，将足量的空气引入压气机，可分为亚声速进气道与超声速进气道两类。
主要性能指标参数有总压恢复系数，流量系数，进气道出口畸变，进气道稳定性裕度。
总压恢复系数
进气道出口气流的总压与来流总压之比。飞行中一般为0.94~0.98。
流量系数
进入进气道的实际流量与以自由流参数流过捕获面积的流量之比。亚声速进气道的流量系数可以小于、等于或大于1.0，相应的分别称为亚临界、临界和超临界工作情况。对超声速进气道来说，只存在等于1及小于1两种情况。
进气道出口畸变
表示气流进入进气道引起的气流分离导致出口截面上压力与温度的不均匀性。
进气道稳定性裕度
表征进气道工作状态离开进气道不稳定工作边界(喘振边界)的距离。
01
亚声速进气道
由壳体与前整流锥组成，比较典型的为空速管形进气道亚声速进气道，也称为皮托式进气道。进气道的进口，称为“唇口”，设计为翼型，使气流能以最小的损失进入进气道。当侧风进气时，进气道可避免气流在进口的分离，即使气流分离了，进气道所造成的损失也最小。“唇口”逐渐收缩而形成进气道的最小截面，即“喉部”。“喉部”的尺寸决定了发动机的进气量。从“喉部”开始至压气机进口截面逐渐扩张。空气以大气压力进入进气道后，边流动，边扩压。经过扩张后，使得压气机进口流场均匀，以利于压气机工作。进气道内动能转化为压力位能与内能。
亚声速进气道，也可在超声速飞行下使用（常用于马赫数不大于1.6时），但会因进气道前生成的激波而造成总压损失较大。
02
超声速进气道
超声速飞行的飞机要采用收敛一扩张型或变几何面积进气道，以满足空气扩压和压气机进口的需求，常用于超声速的军用飞机发动机上。
超声速气流先在收敛型通道内减速扩压，直到最小截面处，即进气道的“喉部”，达到声速。气流在“喉部”产生正激波，气流经过正激波后，变为亚声速，之后进入扩张通道，进一步减速扩压，这样到了压气机进口，气流速度就比较低了。依据气流减速扩压过程超声速进气道可分为内压式、外压式和混合式，如图所示。
外压式超声速进气道
外压式超声速进气道气流由超声速变为亚声速的扩张过程完全在进气道完成，进气道的内部是亚声速的扩压管道。外压式超声速进气道是利用一道或多道斜激波再加上一道正激波使超声速气流变为亚声速气流而减速增压的，激波系中的激波数目越多，则在同样的飞行马赫数下，总压损失越小，总压恢复系数越大。
上图包括两道斜激波与一道结尾的正激波，称为三波系外压式进气道。造成总压损失的包括激波与正激波后的亚声速扩压器两部分。（飞行马赫数在2.5以下的战斗机常采用，但损失较大，对于超声速巡航的运输机和轰炸机，只有在马赫数小于2的情况才使用）。
下图所示的则是这种三道斜激波再加上一道正激波的激波系，而且中间的锥体可前后移动，改变“喉部”的大小和位置。
内压式超声速进气道
内压式超声速进气道中气流由超声速变为亚声速的扩张过程完进气道完成。内压式超声速进气道是一个由特殊型面构成的先收敛后扩张型的管道，类似于一个倒拉瓦尔管。设计状态下损失与阻力很小，但非设计状态下，激波被推出进气道后导致阻力与损失极大，因此应用较少。
混合式超声速进气道
混合式超声速进气道则综合了内压式和外压式超声速进气道的特点，先进行一段外压，然后经过斜激波系以超声速进入唇口，开始内压，最后在扩张段经正激波变为亚声速。因此它具有总压损失小与外流阻力小的特点。一般在马赫数较高且稳定的飞机上使用，如SR-71高空高速侦察机。
超声速进气道的几何形状有轴对称进气道(米格21）、二元矩形进气道（米格23歼8ΙΙ）以及无附面层隔道超声速进气道（DSI进气道)。长方形的二元进气道多安装在机身两侧，腹部或机翼下方。有些战斗机采用机身遮蔽或机翼遮蔽进气道的安装布局，使进气道处于机身或机翼激波后的流场中，降低了进气道前的气流速度，同时提高了气流压力，从而得到较高的总压恢复和较低的畸变度，并使进气道面积较小，外部阻力也较低。另外，来流的进气方向因有机身的整流作用，受飞机攻角变化的影响较小，改善了机动飞行时进气道的攻角特性。长方形进气道还便于调节。这些优点使这种二元进气道获得广泛应用。
DSI进气道压缩面为锥型压缩流线构成的弧形凸起的三维鼓包曲面，与前机身融为一体，具有结构简单、成本低、隐身性好的优点，在枭龙，威龙，与F35战机上应用。
激波
当超声速气流流过大的障碍物时，气流在障碍物前将受到急剧的压缩，它的压强、温度和密度都将突跃地升高，而速度则突变地降低。这种使流动参数发生突跃变化的强压缩波称为激波，是一个熵增过程，使一部分动能不可逆地转变为热，造成气流总压下降，即激波损失，可用总压恢复系数来表示。激波后气流的压力比激波前气流压力为激波强度。按照激波的形状可分为正激波，斜激波与曲线激波。通过普兰特激波公式，正激波前后马赫数的乘积为1，故正激波后的为亚声速流动。
变截面管内流动
定比热容气体的一维定常绝能等熵流，即假设气体流动中与外界没有热、功和质量交换，也不考虑黏性的影响，存在以下等式：
对于一维定常绝能等流，不论是亚声速还是超声速，气流的加速必然伴随着气体压强、密度和温度的降低，即气流经历的是膨胀过程；反之，气流的减速必然伴随着气体压强、密度和温度的升高，即气流经历的是压缩过程。还可看出，气流参数的相对变化都与马赫数有关，这是因为，在压强不断变化的流动过程中，气体的密度也不断变化，而马赫数又与密度对压强的变化率密切相关。
滞止参数
通过定熵绝热的过程，将气流速度滞止为零时的状态称为滞止状态。滞止状态时气流得参数称为滞止参数，常包括滞止焓，滞止温度与滞止压力。
恢复温度
在实际中无法达到定熵绝热，还经常会用到恢复温度。该式比滞止温度多了一个温度恢复系数：对于普朗特数Pr接近于1的气体，可近似认为：层流时值为Pr的开根，湍流时为Pr的三次根。
主编｜星辰时客
排版&校对｜王洋芋
