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噴射發動機進氣口之位置與航空器進氣道設計息息相關，也與噴射發動機之進氣量、操作需求、操作環境等運轉環境有著密不可分的關係。目前常用之進氣口位置如下。

1.機首
為早期噴射戰機普遍之進氣口設計方式，優點為不受機身邊界層氣流干擾，而貫穿機身之長進氣道也可使氣流較為平順。缺點為進氣系佔掉太多機身之寶貴空間，使內載燃油容量及航電裝備安裝空間有限，且進氣口不符面積率，波阻力太大，故現今已不太採用。代表性之航空器為米格設計局(Mikoyan/Gurevich)MiG-17及北美(North America)F-100。

2.機身下方
自洛馬(Lockheed Martin)F-16戰機服役起即開始大量採用，該進氣系之優點為可將前機身內空間放置雷達、航電裝備外，攻角飛行時可降低氣流攻角可達50%之效率，非常適合於中低空纏鬥，故許多新一代戰機採用類似進氣口之設計。缺點是機腹中線掛架之位置與掛載武器會受限，而且鼻輪起落架需裝置於進氣口後方，其進氣道為避開鼻輪起落架向上微彎前進，雖有局部匿蹤效果，但於起降時可能會吸入異物。

有另一個折衷方式如達梭(Dassault)飆風(Rafale)、漢翔(AIDC)F-CK-1戰機將進氣口往機身兩側偏移，進氣系於機身內整合。或是如米格設計局MiG-29、蘇霍設計局(Sukhoi)Su-27進氣系設於機身下方者，於進氣口加裝液壓活動防塵網，可避免吸入異物之狀況產生。

3.機身上方
優點在匿蹤性，而缺點為高攻角飛行時，機身上方之邊界層亂流會流進進氣道，會導致發動機熄火。北美YF-107測試戰機即採用此進氣系，原型機修改自F-100C，機腹裝置彈艙，但影響座艙後方視野。

4.機翼內
與機首進氣方式同為次音速時代之設計主流，在當時之英國戰機特別喜好如此之進氣口設計，如蚋式噴射教練機即為一例。優點是沒有進氣口於機身上下方之缺點，且波阻力小，不須考慮進氣道會產生對發動機上之氣動力不良影響，同時減輕進氣系之結構重量。但會加厚機翼，且進氣道形狀變化太快，用在超音速飛行時會壓力回收不良。故在飛行速度為超音速之軍用航空器上，只有共和(Republic)F-105系列戰鬥轟炸機之進氣系採用。

5.機身兩側
此為傳統進氣口設計方式，常見於1970年代的戰機上。因無上述各進氣口位置之缺點，雖於側滑飛行時仍會受到邊界層氣流之影響，但可將進氣口高置解決，如美洲虎攻擊機之進氣口。或是如麥道(McDonnell Douglas)F-15，將進氣系改為二維進氣道般之折衷方式解決。在低置進氣道發展成功之F-16服役後，以及戰機高攻角性能日趨重要，此類進氣系設計方式已很少見，但仍可於F/A-22A上見到。