机头要腾出空间拆雷达，是一大次要原因，看歼-8的改进就是
但还其他理由，有那里多供给以下几点参考：
1。前方进气是抱负的气动规划，只限于切面面积低和抱负的切面面积散布的考虑，那对超音速阻力很重要，但前方进气倒霉于大仰角或其他大偏角的飞翔，可能招致策动机熄火。
楼上yyy。。。学长说的F16偏翻的问题也正恰是不偏翻时大仰角灵活的长处，亦是EF2000即便是双发仍摘用下方进气而不消两则的考虑。
2。所有的涡轮策动机均需要在亚音速气流下工做，超音速飞翔时需要有效地把进到策动机的气流减速。前方进气口中间的圆锥体不论是否拆有雷达，都是为着那感化的，那锥体能前后挪动掌握差别速度下超音速冲击波刚好落在进气口的边沿上，如许能起更好的感化。
假设没有那个锥体，则进气口在所有超音速速度下只产生一个垂曲冲击波而会随速度改变前后挪动，纷歧定落在进气口边沿上，如许的进气效果会很差。把雷达安拆在一个前后挪动的工具里面不是很便利的安放。
3。上述的减速效能假设只通过一个冲击波来完成不是最有效的办法。
用多组差别角度的震波渐次减速的效率更高。所以呈现方形的进气道就是为了在里面安拆多组活动导波板，能按飞翔速度改动复杂的震波散布渐次减速，此即为可变进气道。很明显，只要矩形切面的进气道才气利用那种构造，正前方进气道很欠好安放。前面说过F-16的进气道设想欠好，其实很大水平上是因为它是一个固定进气道，只要一个前方震波突然减速，是最简单廉价的设想。
相对EF2000 和 J-10 的下方进气道是方形的可变设想是先辈良多的。J-10B用的是与 F-35 不异的DSI，是更新但简单的设想，详情未懂。
4。 适配差别飞翔速度和策动机的关系，会呈现进气道过长的问题，特殊是亚音速飞翔的时候，底子不需要很长的进气间隔。
为安放重心和各类内部功用如座舱位置等，利用前方进气往往会令进气道过长。所以良多单发的亚音速飞机即便不带雷达也用两侧进气，那在锻练机上特殊明显，也正因为前后双座规划需要较长的机身。
5。 一条从机头到机尾的空气通道，严峻占用了机体内空间，假设要到达同样的内部可用体积则飞机的切面面积要大得多，如许又完全抵消了正前方进气的益处。
一个很好的例子是 Q-5，此机并没有安拆大型雷达的需要，但利用本来的前进气道则无法安放机体中间的弹仓。
单就进气道而言,机头进气无疑比任何体例的进气道都先辈.但是,跟着战机需要战斗力的提拔,需要在机头拆配体积大,探测间隔远的机载雷达,所以只能改成其它体例的进气道了.
飞翔器设想师一个系统工程的成果 要综合妥协良多因素 将来的设想 可能平头还会呈现
与时代比拟,那种飞机的气动性必然很差.速度飞不起来.因为,机头外形倒霉于飞机更快的飞翔.别的,可能有噪音.产生静电和热量会骚乱机上的电子仪器.随便与飞来的飞鸟碰击.加大了对飞翔员生命的威胁.别的因为构造性的原因,兵器系统规划上也很受限造.