进气道设计及与发动机的匹配是一个复杂的问题，F-15 曾有严重的进气道匹配问题，加上早期普拉特·惠特尼 F100 发动机的可靠性问题，曾是早期 F-15 大面积趴窝。超音速战斗机的进气道需要做三件事：1、把进气速度降低到 M0.5-0.6；2、分离边界层；3、控制进气流量。超音速飞机的发动机进气依然是亚音速的，这是因为进气速度超过音速的话，风扇、压气机的叶片也要受到音障的影响，阻力急剧增加。进气道把进气有效地减速增压，相当于预压缩，对发动机的有效工作十分关键。这对 ACE 也一样。边界层则是空气的粘度造成的。空气的粘度在高速飞行的时候变得显著，粘度造成的摩擦阻力使得贴近机体表面的气流速度较低，形成所谓的边界层。对于进气道来说，就是中间的进气速度高于贴近管壁的进气速度，不均匀的气流速度影响风扇的有效工作，需要在空气进入进气道之前，把边界层分离排泄掉。ACE 的外涵道在低压风扇低功率运转时，正好可以把边界层拉动起来，使的进气的速度分布平直化，改善总压恢复。另一方面，起飞和加速时，进气流量需要很大；巡航时，进气流量需求较低。常规进气道设计中，需要在进气口后开设放气门或者孔阵，使过剩空气流量有一个出路。对于 ACE 来说，合理匹配低压风扇的转速和可调导流片的话，有望通过外涵道的旁通流量来补偿进气流量要求的变化，降低泄放过剩空气造成的阻力和开口或者孔阵造成的隐身损失。ACE 的外涵道可以和进气道内壁边界层排放所需要的流量相匹配。这使得进气口设计可以专注于总压恢复，极大地简化了进气口设计，降低阻力，提高进气口-发动机的体系效率，也取消了排放过剩进气所需要的机体表面开口，改善隐身。
中涵道有两个“进气口”，一是第二级低压风扇之后，另一个在高压风扇之后。第二级低压风扇在内涵道/中涵道相当于传统的风扇，其后的旁通活门用于控制旁通气流的流量。内涵道在高压风扇前由前伸的唇口再次引出隔道，高压风扇像低压风扇一样，通过隔道壁上的环形密封圈的连接，延伸到隔道内。隔道内有可调导流片，在低速飞行可以增大开度，利用较大涵道比增加推力、降低油耗，但即使在高速飞行时，依然留出一个很小的开度，保持少量冷却气流的流动，起到“漏气涡喷”的作用。
这是一个高度复杂但也高度精巧的设计，不仅在发动机的热力学循环方面寻求最优，还借助发动机解决了进气道设计中的传统难题，甚至对后向的雷达和红外隐身也有周密考虑。不过发动机控制将高度复杂，还有机械复杂性和可靠性问题。此外，双层环形喷管结构使得推力转向的实现更富挑战。轴对称的三维推力转向几乎不可能实现，矩形的二维推力转向机构也将高度复杂，好象百叶窗一样一层又一层。
美国 2012 年 5 月《航空周刊》的简短消息里提到，AETD 的第三个涵道将用于更加有效的热能转换和更好的热力学负荷分配，将降低安装阻力和改善进气口恢复。三言两语中，包含了海量的玄机。ADVENT 和 AETD 将根据 ACE 的经验进一步优化设计，一旦研制成功，这将是战斗机动力的一个飞跃。AFRL 要求通用电气、罗尔斯·罗洛伊斯和普拉特·惠特尼在 2012 年 5 月 31 日前提交方案，方案评估在 2013 年 2 月完成，然后选取两家研制样机。压缩机台架试验预计在 2014 年进行，风扇和核心发动机试验预计在 2015 年进行，完整的发动机试验预计从2016年开始。通用电气在变循环方面领先，不仅有 YF120 的经验，而且从 2007 年就开始 ADVENT 方面的工作，第一台全尺寸 ADVENT 发动机将在 2013 年开始运转。普拉特惠特尼对三涵道结构不赞同，认为除非飞行速度高于 M2.6，否则这是不必要地复杂，但 AFRL 要求提交方案必须采用三涵道，普拉特惠特尼没有选择，只有照办。
