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总之，喷气飞机进气系统设计十分复杂，要照顾很多问题，需要多方面综合平衡，于是就产生出各种各样的进气口和进气道。现在，进气系统已发展得十分复杂，包括进气口和进气道内必须的各种自动调节机构和相关的自动控制设施、操纵软件等。对于现代作战飞机来说，它还必须与发动机的操纵系统甚至与飞机的操纵系统也一起交联，共同协调工作。
进气系统和进气口的分类
进气系统可以按不同标准分类。例如按飞机速度可区分为高超音速飞机进气系统、超音速飞机进气系统与亚音速飞机进气系统；或按操纵方式区分为固定式、手动式、自动控制式进气系统等。
进气口的分类方式就更多了。例如按进气口的位置可区分为机头进气(如歼7)、腹部进气(如F-16、“台风”)、机身两侧进气(如F-4、歼8Ⅱ)、下颌进气(如A-7、歼7FS)、背部进气(如美国早期验证机F-107A)、翼根下方进气(如苏-27)、翼根直接开口进气(如F-105)、机翼上方进气(B-2、F-117)、发动机舱直接进气(各种翼下吊装发动机的机型，如 B-52)等。
最初研制喷气式战斗机时，往往是把喷气发动机装在活塞式飞机机身腹部。这样进气口直接开在机身下发动机舱前面。20世纪40年代末开始有专门设计的喷气战斗机。当时多数把发动机装在机身内，机头进气就很方便。这种进气方式阻力小、效率高，所以采用很多。它的缺点是占了机头位置使机载雷达天线难以安置，机身内进气道也比较长(发动机多在后机身)，影响机内设备安装。后来的战斗机都需要装雷达，机头要装大型雷达天线，因此这种进气方式已经很少采用。腹部进气和机身两侧进气可以缩短进气道长度，留出机头位置给机载雷达，但使整机阻力增大。而且两侧进气对飞机侧滑很敏感。当相对气流速度有偏，即气流从侧方而来形成较大侧滑角时，进到发动机的气流可能分布不均匀。为此进气道总管在连接发动机前要有较长的平直段使气流平稳起来。有些战斗机如俄罗斯苏-27、米格-29、法国“阵风”、美国F/A-18把进气口放在翼根下， 这样在大迎角时进入进气口的气流会比较平稳，大迎角飞行特性会好一些。而机身背部进气的方式在大迎角下工作不良，还没有为任何一种已投产的战斗机采用。至于像F-105那样翼根进气的方式优点不多，基本淘汰了。
观察进气口的边缘，即进气口外壳最前端称为“唇口”部位的形状，就可以判断该型飞机的最大速度范围。在不同的相对气流速度条件下，进气气流的流态是不同的。静止情况下，气流可从进气口四面八方进入进气口。所以合适的形状应该是喇叭形，有较钝的圆头唇口。随着飞机速度的增加，唇口越来越薄，超音速飞机进气口的唇口很尖。比较歼7飞机和“鹞”式飞机的进气口唇口，就可以明显看到两者的区别。后者是亚音速飞机，而且要垂直起降，在静止状态起飞，发动机需要发出最大推力，吸入最大量的空气，所以它的进气口唇口很厚很圆。歼7是两倍音速飞机，其进气口唇口很薄，像“刀片”一样，使激波阻力小一些。用“鹞”式飞机的进气口飞超音速，哪怕是只飞M1.3都极端困难，发动机推力再大也不成。所以垂直起降战斗机的进气口设计十分困难，照顾了静止状态垂直起飞的要求，就难以符合超音速飞行要求；照顾超音速飞行，其进气口肯定使垂直起飞状态发动机推力发挥极差，影响垂直起飞重量。如何综合平衡是进气口设计师必须解决的一大难题。
隐身飞机的进气口问题
试验和理论计算表明，当雷达从飞机正前方照射时，现代战斗机对雷达波的强反射源主要是进气口、雷达舱、各翼面前缘、座舱、机体迎面平面及外露天线等。其中进气口约占全机雷达散射截面(RCS)的25%。因此隐身飞机的进气口必须采取隐身设计。
已投产的隐身飞机如B-2、F-117、F/A-22等主要采取的措施有如下几种。
B-2将进气口放在机翼上方，因为它不作大迎角机动动作，而且主要对付地面雷达。
F-117进气口也在机翼上方而且很大，进气道是直的，从进气口入射的雷达电磁波可以直接遇到发动机的压气机，产生强反射。为此在进气口加上网栅，格目尺寸为1.9厘米×3.8厘米(理论上格目尺寸应小于或等于1／4雷达波长)，可大为减弱进气系统对电磁波的反射(《兵器知识》1999年第4期有该机清晰的进气口网栅照片)。同时该网栅可通电加热以防止上面结冰。它对减弱10厘米波长防空雷达的作用很有效，但对进气道的效率有影响。
F/A-22采用进气口斜切，外形与机体的隐身外形协调。同时将进气道设计成S形，既可防止电磁波直接照射到压气机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过多次折射而减弱。
所有隐身飞机的进气口包括进气道都要涂吸波材料，特别是唇口部位。这些涂层不应影响进气口防冰系统的正常工作，同时还要能承受高速气流的冲击以及约200°C的高温，不易剥落，使用寿命足够长。涂层厚度一般为0．7～1.4毫米，低压压气机前级叶片的涂层材料厚度会薄一些，约0.5毫米。从进气口的位置和形状可以很容易判断这型飞机对隐身要求的程度。