在研制以冲压发动机为导弹主发动机的初期,通常采用飞行试验方法鉴定发动机。一般情况下,这种导弹的进气道进口设在头部,从气动角度看,这是最佳位置。随着技术进步,冲压发动机在某些军事应用中目前已成为非常有利的推进系统。但也产生了种种限制,其中包括进气道形状和在弹体上的位置。由于了解了有攻角的弹体周围的流场,就有可能确定进气道的最佳位置和形状。对于以冲压发动机为主发动机的下一代导弹,其性能必须有所提高,目前主要表现为射程远、机动性强。为此,既要考虑新设计标准,同时也不应忽视缩小雷达散射截面这一新要求。高机动性意味着进气道在与弹体一体化和大攻角情况下在非均匀流场中仍能正常工作。高空和高M数下飞行可增大射程。因此,进气道设计应在巡航最佳性能和爬升及最后俯冲的要求之间折衷。为此,开展了可变几何形状进气道和非圆截面弹体的研究。