機身/進氣道一體化
圖1機身/進氣道一體化歸根到底是機身與動力裝置特性的匹配。飛機設計中，如以嵌入式的機翼根部為進氣道入口，保證了機身附面層保持在進氣道外面；然而，進氣道亞聲速導管損失和不良速度場分布效應的負面影響，與單台發動機由分叉進氣道供氣，在偏航時產生的流量不對稱分布的周期效應結合在一起，使發動機性能大受影響。這裡的分叉進氣道，在國外被稱之為“雙進口進氣道”。通常，這種流量不對稱的流動現象，其最終結果是進氣道總壓恢復突然下降，使進入發動機的速度場分布顯著惡化，影響進/發匹配；此外，如果氣流在機身兩側管道之間振盪，就會引起壓力快速變化而出現進氣道音爆的噪聲，並引起飛機振動。出現在其中的流動不穩定性，是飛機設計不能允許的。其解決的工程措施是，避免兩側進氣導管的拐彎過急，並適度地延長共同管道的長度，使兩股氣流匯合後的靜壓力平衡功能保持到下游的壓氣機進口處。
圖2沒有預壓縮作用的皮托式進氣道，在大Ma數飛行的情況下，僅產生一道簡單的正激波，造成很大的總壓損失。但是，這個損失可由生成若干道較弱的斜激波(經過進口中心錐體或楔形板預壓縮表面)，而不是僅通過一道簡單的強激波來減少。例如，皮托式進氣道在Ma=2.0的總壓損失為27% ，當在進口內插入了一塊簡單(單級)楔形體的時候，可以減少到9%(見圖1)。對於腹部進氣道，完全可採用一體化設計，將楔板轉化成前機身下表面凸出的一塊斜坡，從而簡化了進氣道的設計，降低了製造難度，減輕了總質量。該一體化設計縮比模型的側視細節參見圖2。
進氣道9%的壓力損失將減小動力裝置淨推力約15% ，並增大燃油消耗率約6% 。雖然附加一塊適當的楔形體要付出其複雜性、成本、質量和亞聲速阻力為代價，但有了更多的傾斜壓縮表面，總壓損失可以更進一步降低，這一點，對於急需“增推減阻”的飛機設計或改進改型，顯然有重大意義。
進氣道系統與前機身的一體化設計
圖3圖3所示為進氣道/發動機/飛機一體化設計時應考慮與處理的問題。對於未來的戰鬥機還需考慮減少雷達散射面積的要求，需注意採取必要的措施防止來流溫度的不均勻，即防止反推力裝置或V/STOL（vertical and/or short take-off and landing，垂直或短距起降）裝置噴氣的吸入、飛彈/炮彈熱氣流的吸入及艦載飛機水蒸氣的吸入等。
進氣道的形式和位置
圖4一體化設計時要考慮到進氣道的來流是處於機身的干擾流場中的，不是均勻的，進氣道的形式及其與機身的相對位置決定著來流的不均勻性。
圖4所示為戰鬥機常用的進氣道形式及其布置方式，大致存在兩側進氣和腹部進氣兩種方式，並有二維(矩形)進氣道和軸對稱(圓形或部分圓形)進氣道兩種形狀。
圖5所示為Ma=0.9時進氣道的兩個重要性能指標(總壓恢復和湍流度)與進氣道形式、迎角、側滑角大小的關係。在Ma=0.9時，有
圖5（1）機身禁止的腹部進氣形式(如F-16飛機所採用的)比其他兩種形式的總壓恢復及湍流度性能好。
（2）總壓恢復和湍流度在兩側進氣或翼下進氣時，對側滑角和迎角的變化很敏感；在腹部進氣時，則不太敏感。
此例當然並不能證明在各種飛行速度下腹部進氣都優於其他進氣形式，但卻充分表明進氣道形式對性能的重要影響，必須根據任務需求綜合各種因素確定進氣道形式，實現最優設計，如F-15採取了兩側進氣的形式，F-16採用了腹部進氣的形式。
前機身流場的設計
圖6進氣道的來流處於前機身的流場中，故一體化設計的核心任務是合理地安排進氣道與機身的相對位置，細緻地設計前機身的流場，使進氣道與前機身具有優良的氣動性能。為此，需要考慮：前機身的頭部設計，前機身的細長比、彎度，及其相對機身縱軸的傾斜。
圖6所示為一個兩側進氣的二維進氣道模型如何由於機身設計的細緻修改而提高了進氣道的性能。
如圖(a)所示，進氣道相對機身往下移動僅2cm即可使總壓恢復得到顯著的提高。如圖(b)所示，機身頭部相對機身軸線上轉4°可顯著提高總壓恢復。如圖(c)所示，進氣道相對來流方向偏轉如1°的小角度可改善總壓恢復隨流量變化的性能。如圖(d)所示，機身側壁不平行來流，與來流形成小傾角(如2°)可使進入進氣道的氣流得到預壓縮而提高總壓恢復(如4%)。
此外，前機身的設計還需考慮：
(1)機身下表面的形狀。在兩側進氣大迎角情況下機身下表面形狀對進氣道氣流影響很大，一般平底機身在進氣口前會引起較強的橫向流動，圓滑下表面則對進氣有利，這就是F-15在進氣道附近的機身橫截面的下表面形狀類似於直橢圓的一部分的原因。
(2)座艙蓋形狀的設計。這對戰鬥機很重要。為了得到好的視野，通常座艙蓋尺寸會較大，必然會對前機身的流場形成影響。
下面以F-15的進氣道形式具體說明前機身/進氣道一體化設計如何實現。
F-15的進氣道設計
對F-15戰鬥機的主要要求是能充分利用剩餘推力成功地實現空中優勢和完成攔截任務，並具有較高的超聲速性能。其推進系統的成功設計為其達到所要求的性能起了很大的作用，其中比較突出的有：位於機翼前緊靠機身的兩側可變幾何二維進氣道，採用高推重比的發動機F-100，低阻的機身後體/噴管系統的一體化設計。此推進系統的成功設計共經歷了5年3個階段(概念設計、結構確定、系統發展)。
進氣道的形式
圖7對F-15進氣道的具體要求是：在機動飛行及最大馬赫數飛行時有較高性能，氣流在一般飛行條件下有最小的畸變，在特殊飛行條件下有可被接受的畸變，進氣道具有最小的重量。
通過對翼下進氣道、雙發單進氣道和機身兩側進氣道等3種形式的大量風洞試驗，選定了機身兩側進氣形式。通過對單級二維壓縮及帶有中心錐或半中心錐的軸對稱等兩種形狀進氣道的風洞試驗，證實二維進氣道具有高的總壓恢復和小的流場畸變，且較軸對稱形狀更不易受側向流動的影響，因此，確定採用二維進氣道。隨後，進一步的風洞試驗確定應採用四波系減速的二維進氣道。為獲得最小的結構重量，風洞試驗比較後決定採用3個隨迎角變化可轉動的壓縮楔板。圖7所示為F-15進氣道的結構。為實現可變幾何捕獲面積，所有壓縮楔板均可隨迎角和馬赫數的變化而相應轉動。整個進氣道系統由一個計算機單獨控制，以使在很寬的超聲速飛行範圍內和其他飛行條件下達到進氣道/發動機的最優匹配。
前機身及進氣道的相應修型
圖8為實現前機身/進氣道的一體化設計，前機身的修型有：機身下表面的圓滑化，機身側表面的圓滑化。機頭的抬高，及機身最大寬度線上移等。圖8畫出了修型前後前機身的外形和相應的局部流場。進氣道的相應修型有：進氣遭外唇口前緣變鈍，進氣道隔開機身一定距離，第三級壓縮楔板稍微抬高等。
