各种进气口设计在不同速度下的总压恢复，右面自上而下：皮托管（一波系）、二波系、三波系、四波系
洛克希德 D-21 是唯一已知采用等熵进气口的飞机
DSI 采用圆滑过渡，可以在较大范围里近似等熵进气口，所以具有较高的总压恢复能力
斜激波可以由圆锥或者斜板产生，圆锥产生的是圆锥激波，斜板产生的是平面激波。使用圆锥和斜板是因为圆锥激波和平面激波的机制和性质容易从理论上确定，圆锥和斜板也容易在机械上做到可调。平面激波是最简单的情况，可以从理论上确定自由空气气流速度、斜板角度、激波角度和减速作用的关系。圆锥激波虽然是二维的，但可以通过坐标转换简化成一维的问题。更加复杂形状产生的激波在理论上不容易研究，用计算流体力学则受到计算机能力的限制，所以直到近些年才有应用，F-35 和“枭龙 04”使用的 DSI 进气口就是例子，F-22 的加莱特进气口也是二维的激波，超越了矩形进气口的平面激波了。
但外压缩进气口有一个本质缺陷：渐次增加角度的斜激波迫使气流流动角度也渐次增加，也就是说，气流不再以平行于前进方向流动，而是被斜激波“顶”向外侧。在 M3 时，气流最终会以 40 度的角度向外流动，所以皮托管也需要扭转 40 度，才能相对气流方向形成正激波，把气流减速到 M0.4-0.5，然后在扩张段同时完成扭转和扩张。使用半径很大的圆弧过渡会导致结构肥大和气动阻力增加，急剧改变气流方向则可能导致气流分离和总压恢复损失。
采用斜激波的外压缩进气口需要对进气方向有一个扭转，所以外压缩进气道都有一定的 S 形
苏-27 下垂的机头起到外压缩锥面的作用，进气道向两侧“外八字”则是顺应外压缩气流方向的结果
外激波和正激波的位置有一个配合问题，但在不同速度下，完美的配合不容易。从左到有是超临界、临界、亚临界情况。超临界时，正激波后退，导致进气道内减速不足；压临界时，正激波前出，在进气口外产生交互作用，形成“漏气”
另外，斜激波不能进入进气口，否则坚硬如石的斜激波可能造进气口结构损坏，大大加强结构的话重量代价太大。考虑到速度和斜激波角度匹配不理想的情况，或者飞行姿态导致斜激波变形，斜激波的位置应该在进气口唇口前方，但两者之间的空隙会导致“漏气”，引起总压恢复损失。
内压缩进气口和外压缩进气口相反，气流在达到进气口的时候没有任何减速，所有减速都是在进气口内完成。内压缩进气口的内部先收缩，然后在喉道后扩张，像一个蜂腰。唇口和收缩段相当于一个斜板，斜激波从尖锐的唇口向内部后方倾斜，和对面方向的唇口和收缩段的激波形成 X 形。激波的互相作用使得交点后的激波角度较小，或者更接近垂直，所以 X 有点变形，前半平缓，后半陡峭。进气气流在经过两道激波后有效减速，喉道形成的正激波进一步把气流减速到 M0.4-0.5。这也可以理解成反向的拉瓦尔喷管。拉瓦尔喷管是瑞典人古斯塔夫拉瓦尔发明的，是对气流的一个特殊性质的巧妙应用。在气流速度低于音速时，流道收缩使气流加速，河流变窄的地方流速加快就是这个道理。但气流速度高于音速时，流道收缩反而使气流减速，这好比羊群通过拥挤的隘口终于跑开来，才能加速。拉瓦尔喷管在亚音速段收缩，使气流加速到音速；在超音速段扩张，把气流进一步加速。内压缩进气口反过来，超音速段收缩减速，亚音速段则改为扩张减速。
拉瓦尔喷管
内压缩进气口避免了外压缩进气口扭转气流方向的问题，也没有唇口“漏气”问题，但内压缩进气口有一个启动问题。如果简单地把内压缩进气口置于超音速气流之中，唇口首先形成正激波，这就变成内部有一个蜂腰的皮托管进气口了。为了启动内压缩进气口，必须用某种方法把唇口的正激波“吸”进来，形成内部的斜激波，通常是用下游的放气门实现。但即使如愿启动了内压缩进气口，内激波也是不稳定的，一有风吹草动，就会回到唇口的正激波，所以内压缩进气口在实际上无法单独使用，一般是使用外压缩和内压缩结合的混合压缩进气口。
从左到右：外压缩，内压缩，混合压缩
和外压缩一样，混合压缩也可以有三波系、四波系和等熵等多种形式。混合压缩三波系为一道外斜激波，一道内斜激波，一道正激波。混合压缩四波系可以有两道外斜激波，一道内斜激波，也可以是一道外斜激波，两道内斜激波，再加一道正激波。通常混合压缩多波系都是一道内斜激波。混合压缩的优缺点介于外压缩和内压缩之间，减小了启动问题，也减少了气流方向扭转问题。巡航速度高于 M2.5 的飞机需要采用混合压缩进气口，三马赫的 SR-71 和 B-70 首先采用混合压缩进气口，至今也是仅有的已知例子。
内压缩的设计比外压缩复杂得多，不光要考虑启动问题，内斜激波的“接地点”如果和正激波有一段距离，内斜激波在进气道避免的反射还会引起新的斜激波，极大地增加了分析和设计的复杂性。
SR-71 的进气口设计十分复杂，就是为了解决内压缩的启动问题
但混合压缩进气口不能完全避免内压缩的启动问题，SR-71 和 B-70 采用一套复杂的辅助进排气门，就是为了解决内压缩的启动问题。可以前后移动的中心锥则控制喉道和正激波的位置。但用激波系减速是一个问题，另一个问题是进气流量。不同推力要求显然需要不同的进气流量，而进气流量受到喉道面积的节制。固定几何形状的中心锥很难对很大的进气流量要求范围达到喉道面积和进气流量的最优匹配。如果按照最高速度设计的话，喉道面积较小，以保证足够的内压缩；但较低速度时，需要加大喉道面积，避免过度的内压缩导致喉道的正激波被“顶”出进气口，不仅造成启动和发动机不稳定工作问题，像直立的石墙一样的正激波还极大地增加阻力，扫到机体甚至可能结构损坏。SR-71 的操控特性暴戾，只有在较小的飞行包线里可以稳定飞行，和混合压缩进气口不无关系。理想的混合压缩进气口应该在可以在控制内激波位置的同时，还可以独立控制喉道面积。
如果中心锥可以改变直径，根据进气流量需要改变喉道面积，这就可以解决这个难题。但平滑地改变中心锥直径在机械上很难实现，CCIE 另辟蹊径。CCIE 在中心锥上有很多可以开闭的槽道。这些槽道好象沿中心锥的轴向切开的开口，槽道开启使得中心锥截面形状好像齿轮一样，使得喉道面积增加；填满则使中心锥截面形状恢复圆形，减小喉道面积。CCIE 在概念上不复杂，但在分析和设计上难度很高。由于齿轮一样的截面形状，圆锥激波的形状变得高度复杂，齿牙的个数、大小和深度都使得斜激波的形状改变，原来简单的一道圆锥激波变成高度复杂的多道圆锥激波和平面激波的叠加，激波的交互作用、在壁面的反射进一步增加了分析和设计的难度。除了用超级计算机进行计算流体力学分析外，NASA的飞行试验正是为了掌握第一手数据，实测气流温度、速度、压力分布，确定激波形状和位置，以及次生激波的影响。现阶段的测试还只是用一个具有固定开槽的中心锥和几个不同尺寸的进气口搭配进行，在几个关键的设计点上采集数据，并和常规的圆形截面中心锥相比较。飞行测试主要集中在等效于 M1.3-1.5 和高度在 12,000 米的设计条件，为此 F-15B 需要在 M1.74 下飞行。NASA 将根据对测试结果的分析，完善分析和设计防范。