虽然超音速飞行时，飞机是气动稳定的，但压力中心仍比亚音速稳态设计的更靠前。从而，减小配平阻力和更好的转弯性能的优势在超音速飞行中仍然保持。但是，人工的稳定作用要求在飞行控制系统的设计、控制律的设计和最后的试飞方面作很大的努力。
对前翼位置和前翼机翼耦合最大的影响是进气道布局的选择。1983 年到 1985 年间，在与达索航空公司的联合研究中作了许多尝试，“阵风”上采用的肋部进气道无法安排如欧洲战斗机上采用的长距离耦合前翼，因为此时的前翼会改变进气道的气流。而如果将阵风的短距离耦合前翼与欧洲战斗机的机腹进气道相结合，则会对跨音速时和超音速时的阻力产生不利的横截面分布。
达索 ACX 方案中采用了短距离耦合鸭翼布局
为欧洲战斗机选择的机腹进气道位置是关键的布局特点。从气动的观点来看，这种进气道在中高攻角时甚至是带侧滑时具有优势。在超出最大升力攻角的情况下，发动机的气流质量仍很好。因此我们不需要再安装导流片或采用其它的气流修正措施。进气道前方的机身略微下倾，可以起到预压缩作用，与进气道结合提供了良好的压力恢复值，有利于高音速时获得良好的发动机性能。
进气道前方的机身略微下倾，可以起到预压缩作用
对这种进气道布局最初的主要顾虑是一台发动机发生故障后可能对另一台发动机产生影响。在对 EAP 和 EFA 进行最终试验后，消除了顾虑，而且证明：发动机与进气道匹配良好。
EFA
国际合作团队
第一个 3 国联合工程队是由“阵风”的 3 个合作公司 AIT（现为阿莱尼亚公司）、英国宇航公司 BAe 和 MBB 公司（现为 DASA 公司）于 1979 年 9 月组成的。而各家公司最初仍在作战性能上强调的重点不同，例如，德国强调一种简单的空战战斗机，英国要求重在对地攻击性能，研究得出ECF（European Combat Fighter），以 MBB 公司推荐的 TKF 为基础，采用三角翼鸭式布局和机腹进气道。联合研究后，各国又分开进行工作，英国宇航公司研究了 P110，而 MBB 公司继续研究 TKF。
ECF 三面图
BAe 的 P.110 全尺寸模型
MBB 提出的 TKF90 轻型战斗机想象图
1980 年到 1981 年尽力把法国拉进该项目开始研究 ECA（European Combat Aircraft），最后没有得出结果构形图，却保留了三角翼鸭式布局，法国也喜欢这种布局。
ECA 模型
虽然取得了相对高度的技术一致，法国方面却克服不了政治上的障碍，主要因为法国要求建立一种由法国管理的方案，而其它国家都不接受。
这次合作失败后，原 3 家“狂风”合作公司重新于 1982 年合作，提出了 ACA（Agile Combat Aircraft）方案。该方案的特点是：曲折前缘三角翼，带一个长距离耦合前翼、机腹进气道和两个垂尾。
BAe 的 ACA 全尺寸模型
此时英国航宇公司 BAe 及时放弃了一些应用于 P110 研究中的战斗轰炸机特性，如短距离耦合前翼，侧边进气道和较高的翼载。
这里值得提及的是，方案中 MBB 公司坚持一种矢量喷管选型。但是由于政府不支持，MBB 公司只得退出 ACA 方案而 BAe 和 AIT 继续干他们的 EAP（Experimental Aircraft Programme）。为了节省时间和费用，EAP借用了“狂风”的单垂尾，而不是原先计划的双垂尾。EAP 于 1986 年首飞，对欧洲战斗机方案起到了极大作用。
采用“狂风”垂尾的 EAP 验证机
回溯 1983 年，法、德、意、英及西班牙 5 国空军聚会协调其要求。同年 11 月，他们通过了“欧洲集团目标纲要（OEST）”，是 1984 年形成的“欧洲集团目标”的基础。同年，5 国开始进行首次工业研究包括新发动机的概念性研究。1985 年 8 月完成了该研究，当时 4 国支持一种方案，即 EFA，欧洲战斗机。而法国喜欢以 ACX 为基准的布局。
1983 年，OEST 效果图
ACX 是法国国内项目，后成为“阵风”。这样，5 国合作项目再度夭折，由于出现了与 ECA 研究中相同的问题，即法国没能领导项目组织。另一个原因是他们觉得，如果自已干会取得更好的出口机会和利益。
1985 年 8 月，达成著名的“都灵协议”，德、意和英国的航空军械处处长同意进行一种 9.75 吨、翼面积 50m²，每台发动机推力为 90kN 的制空战斗机的概念性研究。法国退出后，西班牙仍未确定是否加入。焦急地等了几周后，我们欣喜地从报上得知：西班牙政府总理菲利普·冈萨雷斯访问中国并在会见中透露他们决定加入 EFA 项目。
1985 年，EFA 效果图
台风战斗机最终外形三面图
外形的细化和确定
都灵协议后几年做了许多研究和权衡工作并于 1988 年初确定了 EF2000 的外形。严格的质量限制与所有其它性能要求一起使 4 家公司不得不与客户紧密联系，评估基本的和详细的设计特点。这里仅给出一些情况，以下列出的每种情况的前者是最后的选择。
翼面、前缘为直线或曲线；
密封装置缝翼或前缘襟翼；
机翼安装起落架或机身安装起落架；
单垂尾或双垂尾（1985 年前已作了基础研究）；
固定垂尾或全动垂尾；
两侧进气道或机头进气道；
曲线形或梯形进气道；
发动机喷管，收敛发散形或收敛形喷管；
减速板位置：机身上部（驾驶舱后），翼下、后机身、翼尖吊舱装置；
雷达罩形状：圆形或椭圆形。
研究中包括以下方面的细节优化：
机翼襟翼形状，尺寸和襟翼内外侧展向分开的位置优化以获得良好的气动控制并使有关机翼气动弹性变形的襟翼铰链力矩最小。
翼身连接、机翼弯度、发动机/后机身倾斜，以获得最佳零俯仰力矩。
发动机循环比较评定。