对F-15战斗机的主要要求是能充分利用剩余推力成功地实现空中优势和完成拦截任务，并具有较高的超声速性能。其推进系统的成功设计为其达到所要求的性能起了很大的作用，其中比较突出的有：位于机翼前紧靠机身的两侧可变几何二维进气道，采用高推重比的发动机F-100，低阻的机身后体/喷管系统的一体化设计。此推进系统的成功设计共经历了5年3个阶段(概念设计、结构确定、系统发展)。
对F-15进气道的具体要求是：在机动飞行及最大马赫数飞行时有较高性能，气流在一般飞行条件下有最小的畸变，在特殊飞行条件下有可被接受的畸变，进气道具有最小的重量。
通过对翼下进气道、双发单进气道和机身两侧进气道等3种形式的大量风洞试验，选定了机身两侧进气形式。通过对单级二维压缩及带有中心锥或半中心锥的轴对称等两种形状进气道的风洞试验，证实二维进气道具有高的总压恢复和小的流场畸变，且较轴对称形状更不易受侧向流动的影响，因此，确定采用二维进气道。随后，进一步的风洞试验确定应采用四波系减速的二维进气道。为获得最小的结构重量，风洞试验比较后决定采用3个随迎角变化可转动的压缩楔板。图7所示为F-15进气道的结构。为实现可变几何捕获面积，所有压缩楔板均可随迎角和马赫数的变化而相应转动。整个进气道系统由一个计算机单独控制，以使在很宽的超声速飞行范围内和其他飞行条件下达到进气道/发动机的最优匹配。
为实现前机身/进气道的一体化设计，前机身的修型有：机身下表面的圆滑化，机身侧表面的圆滑化。机头的抬高，及机身最大宽度线上移等。图8画出了修型前后前机身的外形和相应的局部流场。进气道的相应修型有：进气遭外唇口前缘变钝，进气道隔开机身一定距离，第三级压缩楔板稍微抬高等。 2100433B
