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目前裝置噴射發動機之軍、商用機相當多樣化，而噴射發動機須在進氣氣流流速為音速以下之穩定狀態，方能順利運轉。在裝置活塞氣冷、空冷發動機並以螺旋槳推進之航空器極少有此方面問題，再者噴射發動機運轉之環境需求與活塞發動機不同，故在發動機進氣道設計方面比活塞發動機更為講究。渦輪噴射發動機進氣道種類如下三種。

1.皮式進氣道
此類發動機進氣道之進氣方式不受任何機身流場干擾，次音速時之進氣效率與氣流穩定性極佳，同時製造上加工容易，其進氣口傾斜角度約在30度以下。若會影響航空器之高速性能，也只有噴射發動機設置之位置會產生影響，詳見「航空發動機艙之位置」篇。在商用機與大型軍用機（運輸機）普遍採用此類發動機進氣道之設計，尤其是將發動機艙掛於機翼下方或與機身隔離者。

2.二維進氣道
該類進氣道之設計目的是為了超音速飛行時之壓力回收，若機體外之氣流已達超音速，就須設法減速，此時減速之氣流會被壓縮，提高整個進排氣系統之氣流壓縮比，並將推力提高。將此氣流減速壓縮是利用進氣道之震波，而震波數較多，氣流就壓縮得比較完全，相關原理詳「渦輪噴射發動機進氣道減速原理」篇。進氣口傾斜角度約在45度以上，以製造斜震波將氣流減速。進氣道內為方形構造，於進氣道設置一片液壓板，用以製造正震波再將氣流減速至次音速以下，並將進氣量調整、邊界層氣流導入、面積率及高攻角亂流之問題一併解決。採用此類進氣道之代表性軍用機有米格設計局(Mikoyan/Gurevich)MiG-25/31、麥道(McDonnell Douglas)F-15、格魯曼(Grumman)F-14；在商用機方面則是英、法兩國合作的超音速協和式(Concorde)客機。

3.衝壓錐進氣道
最典型的衝壓錐進氣道設計，為進氣口設一衝擊波錐的構型。衝擊波錐夾角約60度，進氣口呈90度垂直。以衝擊波錐製造斜震波，再以進氣口製造正震波，以將進氣氣流降至次音速以下。此類進氣道設計尚有一個特色，衝擊波錐可前後移動以於次音速飛行時調整進氣量。衝擊波錐可視進氣口位置做成圓錐形或半圓錐形，前者如米格設計局MiG-21的機首進氣，並利用衝擊波錐內空間安裝雷達，後者如洛克希德(Lockheed)F-104及達梭(Dassault)幻象二千之五式(Mirage 2000-5)戰機的機身兩側進氣。此為戰機最常用之衝壓錐進氣方式，機械結構簡單、重量低，但圓錐加工要求比較精密。