簡介
噴氣式飛機進氣道是一個系統的總稱，它包括進氣口、輔助進氣口、放氣口和進氣通道，因此它是保證噴氣發動機正常工作的重要部件之一，它直接影響到飛機發動機的工作效率，它對發動機是否正常工作，推力大小等有著到關重要的作用，因此它對飛機性能尤其是戰鬥機有很大的影響。
其作用是：第一，供給發動機一定流量的空氣。螺鏇槳飛機靠螺鏇槳工作拉動空氣向後運動帶動飛機做相對運動前飛，螺鏇槳發動機燃燒也需要空氣，但它的用量無法與噴氣發動機相比，而且在高空空氣稀薄，含氧量代，發動機效率會急劇下降，噴氣發動機所需的空氣量驚人，動輒每秒以上百千克計，如“海鷂”的發動機空氣流量為196千克/秒，中國飛豹的則是2×92千克/秒，美國F－15的是2×121千克/秒；第二、保證進氣流場能滿足壓氣機和燃燒室正常工作的要求，噴氣發動機壓氣機進口流速約為當地音速的0.3－0.6M，而且對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現對高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉化為壓力能。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。
進氣道分為不可調進氣道和可調進氣道。不可調進氣道，也就是進氣道形狀參數不可調節，只能在某種設計狀態下才可高效工作的進氣道，它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裹進氣道通過能力時，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。嚴格上講，超音速進氣道和亞音速進氣道都會使阻力增加，不排除某些亞音速進氣道或許出現前緣吸力大於阻力的情況，但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，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（最好專門對這些術語進行解釋、配圖。），使在任何狀態下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，防止進氣道處於亞臨界狀態，同時，在起飛時，發動機全加力工作，氣流量需求很大；而且因為速度低，要保持同樣氣流量的需求，需要的捕獲面積增大。因此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。
飛機進氣道設計中幾個重要的設計指標是總壓恢復、流場畸變水平和阻力大小。在進氣道設計中，必須參照這幾個重要的技術指標，它也是反映飛機整體性能的關鍵參數。
總壓是氣流靜壓和動壓之和，表征了氣流的機械能，總壓恢復是指發動機進口處的氣流總壓與進氣道遠前方來流的總壓之比，是進氣道設計中一個非常重要的參數，表示氣流機械能的損失，對於超音速進氣道，總壓恢復主要與斜板級數和角度所決定的激波的級數和波後流動參數有關。
流場畸變水平表征了進氣道提供給發動機的氣流的均勻程度，一般用進氣道流場中的最高總壓與最低總壓值之間的差值表示，它影響著發動機的喘振裕度，間接關係著飛機的安全。
進氣道設計時一般考慮的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在進入進氣道的氣流量大於發動機所需流量時，由於部分氣流從進氣道口溢出而導致的阻力。
進氣道的形狀選擇和位置的布置應該滿足發動機有較高工作效率的要求，或應保證飛行器具有最佳性能要求或應保證飛行器能達到最佳飛行性能的要求。進氣道的設計在科技的帶動下有了很大的發展，使得噴氣戰鬥機的飛行速度越來越快，性能越來越高，可以說它的重要性越來越明顯，並且已成為飛機機體設計中成為一個獨立的組成部分，進氣道設計成為飛機性能提高的重要因素之一。
原理
現代高速飛機多數使用噴氣式發動機，原理是將空氣吸入，與燃油混合，點火，爆炸膨脹後的空氣向後噴出，其反作用力則推動飛機向前．一個個壓氣風扇從進氣口中吸入空氣，並且一級一級的壓縮空氣，使空氣更好的參與燃燒．風扇後面橙紅色的空腔是燃燒室，空氣和油料的混和氣體在這裡被點燃，燃燒膨脹向後噴出，推動最後兩個風扇鏇轉，最後排出發動機氣，從而完成了一個外．而最後兩個風扇和前面的壓氣風扇安裝在同一條中軸上，因此會帶動壓氣風扇繼續吸入空工作循環。
發展
飛機進氣道發展到現在主要分為亞音速進氣道和超音速進氣道。
一、亞音速進氣道
亞音速進氣道結構較為簡單，其進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。其內部的進氣通道多為擴散形，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氣口外面完成，進氣通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。噴氣發動機出現的初期，它僅作為發動機工作介質的一個通道，保證發動機有足夠的進氣量即可，所以早期這種進氣道結構十分簡單。當飛機的速度和性能不斷提高，其結構也日趨複雜，其進氣通道里增加了附面層抽氣系統，防止低能的附面層流進入發動機，造成發動機的喘振甚至失速。對於兩側或腹部進氣的進氣道，其進氣口有一個附面層隔板，或者進氣道與機身相隔一小段間隙，其功能是把附面層流引向另處，儘管如此，和後來的超音速進氣道相比，亞音速進氣道結構仍然比較簡單。亞音速進氣道不僅用在亞音速戰鬥機上，也用在早期的超音速戰鬥機上，亞音速進氣道在超音速狀態下工作時，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。
噴氣式飛機誕生之初，發動機發展還不完善，其性能還不高，它所提供的推力太小，推重比也低（儘管如此，其速度也比螺鏇槳飛機快多了），為了減少進氣過程的能量損失，飛機進氣道多為短粗形式，其進氣通道很短。
因為早期噴氣飛機都是亞音速，所以其進氣道被稱為亞音速進氣道，其形狀各異，但它們在本質上是相同的，不同的形狀有一些性能上或達到飛機某些性能有不盡相同的功能。2001年筆者朋友曾經向陳一堅（“飛豹”總設計師）請教“飛豹”的進氣道，他說採用圓形的話，羅羅公司畸變指數DC60最小，但是從工藝性和阻力考慮，“飛豹”選擇了類方的形狀，所以說只是一些細節問題導致了這些區別。
亞音速進氣道總體上分成頭部進氣和兩側進氣。頭部分圓形皮托管式進氣道、扁圓形進氣道、半圓形頜下進氣道；兩側進氣道分圓形、方形或類方形、半圓形或近似半圓形。
1、機頭及兩側圓形 早期亞音速進氣道的進氣口多為圓形，它的主要優點是結構簡單，進氣均勻，能損失小，為了把能量損失減少到最小，飛機布局一般考慮到發動機的工作效率，故此，這一時期飛機發動機布置一般為翼吊式和機身式，翼吊式顧名思義發動機以吊艙式安置在機翼下面，這樣的布置方式，可以保持飛機的流線型布局，適合安裝電子設備，它的缺點是偏航力矩大，轉動慣量也大，不利於戰鬥機的滾轉，另一方面它對戰鬥機對結構強度要求高，戰鬥機在做大過載機動時，尤其是流轉時機體受力大，所以它並不適合戰鬥機，世界範圍來看這種布局也並不多見，如世界上第一種實用型噴氣戰鬥機ME－262，還有蘇聯的蘇－9（仿製ME－262，蘇霍伊設計局重新編號前的蘇－9）、伊爾－28。機身式發動機布局就是把發動機安裝在機身內，由於考慮到進氣效率，所以發動機多布置在這些飛機的頭部，發動機噴口在飛機中腹部，飛行員座艙在飛機中後部，視野較差，飛機看起來頭重腳輕，這樣形成一個明顯的階梯狀，故此這種飛機布局被稱為階梯狀布局（STEPPED），如蘇聯的米格－9、雅克－15、拉－150，瑞典的薩伯－29“飛行酒桶”，這些早期的噴氣式戰鬥機除瑞典的薩伯－29外，都是過渡機型，服役時間很短。在發動機的快速發展下，其推力越來越大，進氣通道長短不再是主要考慮因素，此時飛機的發動機多布置在尾部，留下空間安排前起落架和座艙，這使得飛機外形更加流線化，但它們的進氣口仍然在頭部，且圓形居多，如蘇聯的米格－15、米格－17、蘇－7，美國的F－84、F－86（早期型號），英國的“蚊”式、法國的“神秘”IVA。還有一些飛機並非採用機頭進氣，但進氣口依然為圓形，如英國兩側進氣的“標槍”戰鬥機、“掠奪者”戰鬥轟炸機，採用機翼與發動機一體化布局的“坎培拉”，即美國也生產使用的RB－57，其發動機在機翼的中間。蘇聯的圖－16轟炸機和蘇－25攻擊機同樣為兩側進氣的近似圓形進氣道。
2、扁圓形 扁圓形進氣道代表是F－100戰鬥機和法國“超神秘”戰鬥機，這兩款戰鬥外形十分相似。
3、頜下進氣半圓形 早期有一些戰鬥機採用的半圓形頜下進氣布局，這種布置方式是一種折衷方式，即保證了進氣效率，也便於安裝雷達等電子設備，代表性的有美國的F－86D、F－8“十字軍戰士”，義大利G－91R，
4、方形或類方形 為了在機頭安裝雷達，一些早期戰鬥機採用了兩側進氣方式，如英國的“蚊蚋”、“褐雨燕”等，後來的戰鬥機，如美國的F－5“虎”，英法合作的“美洲虎”，義大利與巴西合作的AMX攻擊機，中國“飛豹”和A－5等也採用這種進氣道。
5、半圓形形近似半圓形 英國的“鷂”式垂直起落戰鬥機採用的是兩側半圓形進氣道。
6、其它形狀 採用兩側進氣三角形進氣道的 是英國“獵人”戰鬥機（它屬於翼根進氣），不論用什麼形狀的進氣道，它都是與飛機其它結構和設備綜合配置的一個妥協方案。
需要說明的是第一代超音速戰鬥機仍然採用的是亞音速進氣道，如美國的F－100、F－105、蘇聯米格－19、中國的A－5強擊機，法國的“超神秘”戰鬥機等。後來的一些軍用飛機因性能上要求不同也採用亞音速進氣道，如中國的“飛豹”戰鬥轟炸機。美國F－16雖為第三代戰鬥機，但它強調的是跨音速的機動性能，所以它採用的是經改進過的亞音速進氣道，稱為單一正激波壓縮進氣道，F－16的動力很強勁，但飛到2.0M非常困難，這個最大速度是最理想狀態下的數據，其他的超音速飛機用亞音速進氣道也是這種單一正激波進氣道。美國B－1A由於早期強調超音速空防能力，其進氣道為超音速進氣道，作戰任務改變後，其進氣道也改成了亞音速進氣道，同樣美國F－5、AMX等都使用的是亞音速進氣道。
亞音速進氣道的主要特點是進氣通道短，進氣效率高，結構簡單，維修方便，因為來流速度較低，空氣可直接引用，不需要進行預壓縮，進氣口面積也不需要調節，飛機速度在1.4M以下的飛機通常使用這種進氣道，飛行速度在1.6－1.7M的??，飛機在做高機動性，如大迎角、大側滑角飛行時會破壞氣流的對稱性（各種進氣道都有此弊端，而簡單的皮托管式進氣道恰恰對此不敏感），使進氣效率降低，因此，不需要高機動性的戰鬥轟炸機、攻擊機、轟炸機等多選用這種進氣道。
二、超音速進氣道
超音速進氣道在結構上更複雜，它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、內壓式和混合式三種。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。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到喉部恰為音速，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。混合式進氣道：是內外壓式的折衷。
對於超音速飛機而言，本身其飛行馬赫數變化範圍較寬，對於進氣道就要求在較寬的範圍內高效的減速增壓；而且，由於超音速飛行，進口前氣流不能自動地適應發動機所需而引入適當的流量，容易發生溢流。所以隨著速度提高，飛機進氣道也發生了很大的變化，結構上朝著更加複雜化發展，這也是性能和速度提高后確保發動機工作穩定的先決條件。飛機進氣口大小是不變的，而高速和低速飛行時發動機對空氣量的需求卻不一樣，尤其超音速飛行時，進入進氣道的空氣量超過了發動機的實際需求，如果不將其排除則會導致額外的阻力，所以，超音速進氣道都設有旁路系統，空氣超過發動機需求時，則開啟旁路系統，將多餘的空氣排放出去。圓形或半圓形的進氣道有箇中心錐，它一是用來調節進氣量，還有一個重要的作用是調節激波的位置，超音速進氣道與亞音速進氣道在外形上的的主要區別就是是否有中心錐和壓縮斜板，中心錐可以看到，而壓縮板有的在進氣道內部。
它主要經歷了四個階段：
（一）三維軸對稱進氣道 這種進氣道通常指的是圓形、半圓形、四分之一圓形進氣道，它與亞音速類似，但是它有一個中心錐面的預壓縮面，中心錐的位置是可以調節的，以適應不同速度下的進氣量要求，提高進氣效率，使發動機始終在最佳狀態下工作，滿足飛機的飛行需要。由於安裝了中心錐，在低速，尤其是起飛階段進氣量不足，所以採用這種進氣道的飛機一般在進氣口後方開有一個或多個輔助進氣口，這種進氣道一般用在速度2.2M以下的飛機。
世界上第一種安裝超音速進氣道的飛機是美國F－104“星”戰鬥機，蘇聯第一種使用超音速進氣道的飛機是米格－21，法國第一種使用超音速進氣道的飛機是幻影－Ⅲ，英國第一種使用超音速進氣道的飛機是“閃電”截擊機，以上這些戰鬥機分別採用了圓形進氣道和半圓形進氣道，圓形進氣道一般安裝在機頭位置，半圓形進氣道一般用在兩側，美國“黑鳥”也採用這種三維軸對稱進氣道，但安裝在機翼上。
1、圓形 這種形狀的進氣道多用於機頭進氣，蘇聯早期2倍音速飛機用此進氣道較多，如蘇－9、蘇－17及其系列、米格－21等，中國的殲－7、殲－8/－8Ⅰ，英國“閃電”，美國“黑鳥”等，這種進氣道缺點是：第一、限制了飛機安裝大型雷達；第二、進氣通道過長，浪費了空間，對機內部設備安裝帶來困難，過長的通道也使得進氣效率降低。“黑鳥”發動機的位置特別，不存在這些情況。
2、半圓形 該形狀進氣道只安裝于飛機兩側，因此便於飛機電子設備安裝，五六十年代電子設備發展很快，飛機上的電子設備越來越多，兩側進氣的優點無疑十分突出，西方多採用這種布局，如幻影－2000、幻影－Ⅲ/Ⅳ/Ⅴ，美國F－104，印度HF－24“風神”戰鬥機，蘇聯拉－250（未服役）截擊機。
3、近似半圓形和四分之一圓形 不同形狀的進氣道選擇是根據作戰飛機總體氣動布局和作戰要求來設計的，最終目標是使用飛機達到完成戰術任務要求的最佳化。進氣道為四分之一圓形的有美國F－111，近似半圓形的有法國“陣風”，美國的F－18D以前型號等，這些進氣道有的沒有中心錐，但在進氣道與機身處有一個附面層隔板，它可以防止低能的附面層流進入進氣道，這個附面層隔板伸出比較長而且有斜角，本身就是固定壓縮斜板，內部則沒有壓縮斜板，外壓式進氣道的超音速減速過程在進口外實現，附面層隔板還可以提高總壓恢復。
隨著戰鬥機性能不斷提高，其對進氣要求也越來越嚴格，三維軸對稱進氣道在某方面存在著一些不足，無法滿足現代飛機高機動性的飛行要求，第一、它速度調節範圍小。由於三維軸對稱進氣道是利用中心錐在軸上前後移動來調節進氣的，因此，調節範圍小，若改變中心錐截面積的調節方法，則構造複雜，黑鳥的解決方式是混壓式進氣道；第二、它抗進氣畸變的能力弱。正常飛行時，進氣均勻，畸變小，但作高機動飛行時，迎角和側滑角動作都會破壞氣流的對稱性，使進氣道效率降低；第三、如果進氣口安置在頭部，則不利於電子設備的這安裝，其進氣通道也太長，能量損失較多，空間浪費嚴重，機頭進氣方式基本上已不再使用。
（二）二維矩形進氣道 為了克服三維軸對稱進氣道的缺點，六十年代又出現了二維矩形進氣道，其進氣口形狀為矩形或近似矩形。最早採用二維矩形進氣道的是美國F－4“鬼怪”戰鬥機，蘇聯也於六十年代在米格－23上採用了這種進氣道，該進氣道表現出了三維軸對稱進氣道無法比擬的優點，在以後的飛機中大行其道，其發展過程中，又出現了楔形進氣道，最早採用這種楔形進氣道的是蘇聯米格－25。所謂的楔形實際上是水平壓縮斜板進氣道的情況，矩形則是垂直壓縮斜板進氣道，沒有本質不同，外觀的斜切不同只在於側壁切去多少，垂直壓縮斜板進氣道一般把喉道外側壁全切掉，但SU-15是個例外，壓縮斜板並不是垂直或水平移動，而是一端鉸接，可以轉動成需要的斜角的。二維進氣道通過固定的或者可調的斜板來調節激波，激波的參數隨斜板的角度改變，所以調節也就是調節斜板的角度。所謂的楔形的進氣道，上唇口水平壓縮斜板產生的斜激波要求搭在下唇口上，當上下唇口間有完整的側壁的時候，就是這樣斜切的形狀，注意是斜激波。當把這部分側壁完全切去，使下唇口通過兩側垂直唇口的側壁連線進氣道上壁喉道位置，而壓縮斜板完全在管道外的時候，就成為矩形的進氣道，但是早期出現的矩形進氣道不是水平壓縮斜板，而是放在內側的垂直壓縮斜板，相當於水平壓縮斜板轉動90度的情況。它們在本質上是一樣的，但是由於與進氣道-機身的組合體的進氣道安裝位置，斜板位置的不同而在某些條件下表現不同。
1、矩形 矩形進氣道一般有一個壓縮斜板併兼起附面層隔板的作用，它不僅可以防止低能附面層流進入進氣道，還可產生一道斜激波對進氣流進行預壓縮，提高進氣道的總壓恢復，它也可以調節進氣，適應飛機較寬範圍的飛行速度變化，代表性的飛機有美國F－4，蘇聯米格－23，中國殲－8Ⅱ等。
2、楔形 這種進氣道好似矩形被斜切一刀，形成一個尖銳的楔形，高速飛行時，從楔形尖部的壓縮斜板頂端產生一道斜激波，空氣通過這個斜激波進行預壓縮後，超音速來流的一部分動能轉彎為壓力能，其作用是使空氣減速，提高進氣效率，這種形式的進氣口面積可以根據飛行狀態的需要調節，就是通過壓縮斜板的轉動來調節進氣口面積，其功能與矩形進氣道的壓縮斜板一樣，代表性戰鬥機有蘇聯的米格－25、米格－29、蘇－27，美國的F－14/F－15、歐洲“狂風”、“颱風”，中國的新殲等等。
二維進氣道的優點是利用鉸接的壓縮斜板移動調節進氣的，因此，其速度調節範圍大，通過附面層隔板和楔形進氣口的轉動，可使進氣道在機動飛行時的適應範圍得到改善，抗進氣畸變能力增加，大迎角飛行特性好等。下面兩種進氣道應該也屬於二維超音速進氣道，但較為特殊，因此單列較好。
（三）caret進氣道 一般而言，超音速進氣道就是以上常見的兩類，但是近些年來，隨著人們對隱身性能的要求和新一代作戰飛機的研製，CARET進氣道得到了越來越多的重視，並已經在F-18E/F和F-22兩種飛機上得到了套用，（另外X-36驗證機也是CARET進氣道，但鑒於它的情況較為特殊，為圓弧唇口，在分類中不作重點考慮），因此此處對這種新型進氣道也作一介紹。
CARET進氣道的設計理念源於50年代末提出的乘波飛行的理論，為了便於解釋CARET進氣道的工作原理，先對乘波飛行的理論作一簡介。對於一個尖楔體，以高速飛機上常見的尖劈翼型為例，當它超音速飛行時，必然在機翼下方產生一道從前緣開始的斜激波，氣流在經過斜激波後會形成一個壓力均勻的高壓區，且此翼下高壓區不受翼上低壓區的影響（而常規機翼由於繞翼型環流的存在翼上下搞低壓區相溝通），因此將會產生很高的升力，整個飛行器好像乘在激波上，乘波飛行由此得名。在此基礎上，沿波面進行進氣道進口的設計，以利用波後的減速增壓均勻流，對於F-18E/F和F-22兩種飛機而言，給予其他的一些考慮，如隱身要求，他們的近氣道內外壁不能做到與翼面垂直，但就進氣道而言，就可看作是由上壁和內壁各產生一道激波，對氣流進行壓縮。這就是典型的CARET進氣道，它具有更高的總壓恢復、較低的流動畸變、簡單的構造，更重要的，它容易實現進氣道的隱身設計，故而在新一代飛機的設計中受到了較高的重視。
（四）DSI進氣道 近的來又出現一種新式的進氣道，它就是美國F－35使用的DSI進氣道，它也是二維進氣道，但它卻沒有附面層隔板，其進氣口處只有一個鼓包，這個鼓包須跟前掠式唇口共同作用才能起到現有的進氣道的作用，它的作用是：一、起到附面層隔板的作用。前掠唇口改變了進氣口附近的壓力分布，進氣口中央壓力高，兩側附近壓力低，而與機身連線部位的壓力最氏。當附面層流流經前面這個鼓包時，其流向開始向外偏轉，當接近進氣口時，其流向大幅度偏轉，被高壓氣流擠出進氣口；二、對流入空氣進行預壓縮，起到其它超音速進氣道里壓縮斜板作用，但它具有更高的總壓恢復，能滿足所有性能和畸變要求。這種創新設計的鼓包結構簡單，沒有超??械裝置，工作部件少，更加穩定可靠；它還可以減少迎風面阻力，適合於與機身一體化設計，隱身效果好；由於結構簡單，其維護費用也很低。在亞音速巡航飛機時，其作用與普通超音速進氣道一樣，但它在1.5M以上的速度時所起的作用還不太明朗，有待進一步研究，尤其它對於兩側布局的飛機來說，大迎角和大側滑角飛行時造成氣流不對稱，會引起發動機喘振，影響發動機工作效率。
進氣口的位置
自從噴氣飛機誕生以來，其進氣道的位置各異，它的位置選擇是綜合飛機的性能要求而定，也跟航空科技發展有密切的關係，進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。進氣口是進氣道系統中最直觀的部分，國內外經常把它們混為一談，我們也習慣了統稱為進氣道，只是在詳細區分這個系統中的不同部位時才使用不同術語。
①正面進氣：進氣口位於機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單，它的缺點也很明顯，在機頭進氣，飛機無法安裝大型雷達天線，同時進氣通道也太長，不利飛機內部設備安裝。早期的戰鬥機進氣口多數在頭部，如蘇聯的米格－19、米格－21、蘇－17，美國的F－100，中國的殲－7、殲－8等，採用發動機短艙式的進氣道飛機有蘇聯的伊爾－28、雅克－25，美國的RB－57、B－52、B－58、S－3“北歐海盜”反潛飛機等。
②非正面進氣：它包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣、翼下進氣、肋下及背部進氣等。這些進氣口位置布置克服了正面進氣的缺點，尤其是腹部和翼下進氣的優點明顯，它充分利用了機身工機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件；在戰術機動性能上，飛機在大迎角機動時發動機工作狀態平穩。兩側進氣的有美國的F－102、F－104、F－4、F－15等，蘇聯的米格－23、米格－25、蘇－24，中國的殲－8Ⅱ、強－5等；翼根進氣的有美國的F－105、瑞典的薩伯－32，英國的“勇士”、“火神”、“勝利者”轟炸機等；腹部進氣的有美國F－16、歐洲的EF－2000、以色列“獅”式戰鬥機等；翼下進氣的有美國的B－1B、蘇聯的圖－160，米格－29、蘇－27等；背部進氣道的有美國B－2、F－107（未服役）、A－10等。
選擇進氣道的原則
進氣道由亞音速進氣道發展到超音速進氣道，功能不斷增加，進氣對整個飛機來說重要性不可或缺，但選擇進氣道形狀並不是根據它的先進性，而是根據實際的需要，如F－16選擇亞音速進氣道，它作為F－15配對的低檔機型，造價上和功能的不同，選擇改進的亞音速進氣道更好；SR－71作為偵察機，並不需要高機動性，所以三維軸對對稱進氣道最合適。楔形進氣道在某些方面比二維矩形進氣道優點要多，但也不是後來的飛機都使用這種進氣道，如法國的“陣風”採用的是近似半圓形進氣道，對其整個飛機布局來說是最好的選擇，同樣，歐洲的“颱風”採用的是近似矩形，在保證進氣質量的情況下，服從於飛機的布局。一般並沒有確定的結論說斜切式的對圓/半圓形的有明顯優勢，通常三維進氣道的結構重量比較輕。
也有另外一種情況，某些飛機在改型後，其進氣道也出現質的變化，F-18E/F採用的是有別於先前型號的雙斜切的乘波進氣道；法國的“神秘”改進成“超神秘”後，其圓形進氣道也改成了扁圓形。
進氣道未來發展，應該具有較高的效能，最佳的調節與控制，在整個飛行包線上都安全可靠，大迎角和側滑角的相容性包線大，進氣道與發動機匹配性好，抗畸變能力更強，隱身效果也更好，不排除出現新的技術，使得進氣道結構更加簡單，功能更加全面，滿足所有飛行的要求。
