孫悟空噠
直接回答：主要是人類的技術跟不上。
超音速飛機，進氣是超音速的，然而人類沒有研製出超音速工作的發動機，於是必須把進氣減速，再提供給發動機。
這減速機構很有學問，設計的不好，重量重效率低適用速度窄，對戰鬥機可不是一件好事。
在50年代末，有人想到了用超音速形成的激波互相碰撞，來給空氣減速的辦法，碰一次叫一階，2次叫2階，3次叫3階。
1階很出名的應用就是那個進氣口錐頭，2階則是把錐頭改成可以前後調整，配合進氣道可以反射2次，但是繼續進化碰第三次的時候問題來了，第三次激波形成條件非常脆弱，很難形成穩定狀態。
這時有人開腦洞了，那我可以用2階的激波去撞3次的氣流！還真設計出來了，不過進氣道里得有個大空腔，以免2階的激波被阻擋。於是大家繼續開腦洞：那我還要進氣錐頭幹啥？直接在大箱子裡做塊調節板，讓激波在裡頭射來射去。
好，至此方形進氣道成型了。代表作如美帝的F4，毛子的米格23。
接下來不關激波的事了。
60年代開始，大家對戰鬥機的大仰角可控飛行很上心，傳統大箱子這時候迎風面積會減小，影響發動機吸氣。怎麼辦呢？
辦法是把大箱子轉90度，再加個上沿。代表作美帝f15，毛子米格25。
接下來要求更高了，上沿不能無限加大啊！那就把進氣口放在機身下頭或者斜面，靠機身作為壓縮板。
好了，你看到的f18e/f或者su27或者mig29的進氣道就此成型。
附加題：f16怎麼就不是方的呢？呵呵，據說當年分析，超音速空戰還不是主流，把這複雜的進氣道省了，飛機重量輕了，低速下更有好處。高速…高速的時候有f15呢！所以我們國家長期不退役殲8，就欺負你們這種只有16沒有15的地方。
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對於這個問題，簡單來說就是當時人類的計算能力跟不上！也許你會奇怪啊——跟計算有啥關係啊？！但是我告訴你，從根子上來說就是（流體力學仿真）計算能力的問題。
舉個例子說:第一代隱身轟炸機F117為啥是那麼奇怪的多稜多面體設計呢？明明知道這樣的外形氣動性能應該是個渣是吧？這甚至不需要試驗就能知道的結論。但事實就偏偏選擇了這個奇怪的外形！原因無他:就是當時的電磁輻射仿真計算能力只能計算出這個多面體類型的模型。而連續曲面的電磁輻射計算則需要強大得多的計算能力才能在數學上解決這個問題——這也是為什麼B2轟炸機採用連續曲面飛翼造型的原因:那會兒美國人解決了計算能力問題！
回到進氣道形狀的問題上，早期的噴氣式飛機進氣道形狀五花八門什麼形式的估計都有，這個一方面是因為那時飛機速度沒有超越音速，所以不存在對進氣氣流進行減速的問題；另一方面也是因為速度不夠快兼發動機進氣流量不大所以對於附面層氣流、發動機喘振等問題暴露不明顯。等到飛機發展到超音速時代，進氣道的第一個問題就來了:如何將進氣氣流的速度降低至音速以下？原因就如前面有人說的——人類尚不能解決在超音速氣流下持續穩定燃燒的問題（到目前為止都還沒有徹底解決，目前高超音速衝壓發動機之類的只能在很簡單的飛行模式下穩定工作，在稍微大一些的機動飛行動作情形下產生的氣流畸變就會破壞燃燒條件）。
在剛剛超過音速的時候，進氣道通過簡單的收縮——擴散就能基本解決這個問題，但是當馬赫數超過2時（兩倍音速），收縮——擴散就解決不了問題了（因為體積太大）！怎麼辦？於是有人想到了利用超音速氣流產生的激波來減緩氣流速度，所以大家就看到了激波錐（米格21、幻影3/5等）和矩形進氣道加附面層隔板（F-4鬼怪、SU-15、殲八二等）這兩種經典進氣道。這兩種都是一元激波進氣道設計，也就是在設計時只考慮進氣道截面一個方向的激波（一個維度激波，對於激波錐，由於是圓周對稱，所以在數學上可以作為一維來處理）。以上這兩種進氣道主要是解決在馬赫數2以上時進氣流場的減速與恢復壓問題。
隨著戰鬥機發展到第三代，強調高機動性能的時候，二代機的進氣道設計就明顯跟不上需求了！其主要表現在大迎角飛行進氣效率偏低且進氣道流場畸變嚴重，以至於發動機推力嚴重下降乃至喘振熄火。所以這個時候出現了以F15、F14、mig29、su27為代表的二元激波（二維激波，在進氣道截面的兩個方向都有激波）進氣道設計，這種設計比較好的解決了大迎角飛行狀態下進氣效率的問題，也比較好的解決了較大飛行速度範圍內總恢復壓的問題。之所以採用二維激波進氣道設計的原因還是計算能力問題，因為兩個維度的激波相互作用導致進氣道內部流場複雜程度比一維激波高了一個數量級，其內部流場調節比如:激波調節板、洩壓板的控制律難度都大大提升了，而當時的機載計算機只能適應二維激波進氣道的控制，再複雜些就力有未逮了！（當然還有可靠性、重量、體積等因素的考慮）
再看同樣是三代機的F-16、F-18A/B/C/D、幻影2000、陣風等沒有采用二元進氣道的機型，這些機型無一例外都是不強調高速（馬赫數2以上）性能的戰機，而強調跨音速機動能力的。除幻影2000外，其它機型都採用了機身或者邊條對氣流進行預壓縮，提高大迎角飛行進氣效率。
到第四代戰鬥機，F-22、T-50，還有一個不是四代的F-18E/F，都採用了三元進氣道設計（把直口矩形進氣道從垂直於豎直面斜切改為與豎直面和水平面都有一定角度的斜切），這樣的設計能夠實現也是得益於計算能力的提高。至於F-35、殲20、FC-17的蚌式進氣道更加是三維計算流體力學高度發展後才能實現的設計了——在這個精妙的設計出現以前，你能想到能用如此簡潔的方式解決超音速戰鬥機進氣道設計這個難題嗎？
憤然骷髏
蘇27戰機是第三代戰機，自誕生後因其性能良好戰鬥力強悍引起了研發人員的重視，慢慢改良出其他戰機。蘇30就是在蘇27的基礎上更新改制，為對抗美國的F15研發而成；蘇35則更為先進，是最接近第五代的戰機。但他們都有一個共同點：那就是進氣道都是方方正正的。為什麼不能設計成其他的形狀，歸根到底是空氣流體力學的問題。
現代戰機動輒就以幾倍音速飛行，蘇27 蘇30也不例外，蘇35最高能達到3.5馬赫，也就是3.5倍音速飛行。詳細說很複雜通俗易懂就是，戰機飛行速度太快，所以相應地必須考慮到發動機的進氣氣流量喘振問題。而以人類現在的科學技術，根本解決不了在超音速狀態下，空氣氣流穩定燃燒的難題，所以，我們要做的就是：將進氣氣流的速度降低到亞音速狀態。
在飛行速度剛超過1馬赫時，用收縮—擴散的方式就能壓低進氣道的氣流速度；但戰鬥機發展到第三代速度更快，尤其在大迎角飛行時，發動機的進氣效率過低，這直接造成發動機動力不足。因為氣流體積過大收縮擴散的方式也行不通，為解決問題科學家在進氣道截面的兩個方向都裝上激波。在兩個激波相互作用下進氣道的流場也會加倍的複雜。例如F15就是這種二元設計。
到了第4代戰機，就得采用更為精細的三元進氣道設計，簡單說就是把進氣道的直口矩形 從垂直於豎面的斜切 改良為 與 豎直面和水平面 都有角度的斜切。外觀上看去進氣道就成了方方正正有稜有角的形狀。這樣得小小的形狀變化，就能解決進氣量的大問題，所以進氣道在目前的技術下必須是方正的。【小成】
大國策
飛機上矩形或者近似矩形的進氣道，是二元多波系進氣道，是大多數超音速飛機普遍採用的一種進氣道，內部帶有可調節斜面，可根據飛行速度調節。蘇27系列以及F15等飛機的二元進氣道側面看像被斜切了一刀，這種又叫楔形進氣道，是通過斜切面實現空氣的預壓縮。二元進氣道更適用於速度M2.2以上的飛機。圓形和近似圓形的進氣道也有，如早期機頭進氣的飛機採用的一元正激波進氣道，又叫皮托管進氣道，F16也是這種，一般適用於速度M1.7以下的飛機。還有如殲七/米格21，以及幻影系列的那種圓形半圓形帶中心激波錐的三元進氣道，一般適用於M2.2以下的飛機。還有加萊特進氣道如F22，F18E那樣的平行四邊形的，以及殲十B/C，殲20，F35這種DSI進氣道。飛機的進氣道選用什麼形式，是根據設計要求、氣動佈局和風洞試驗選擇的。
慣性導航88761176
簡單的說，要滿足所需的超音速推進效率，當時的科技水平只能用米格-21、幻影2000那種圓形或半圓形進氣道搭配激波錐，或是方形進氣道搭配可調平板，而後者構造更簡單。如果要進一步瞭解原因，要稍微講一下超音速的氣動力學。
進氣道的功能，就是外界空氣與發動機的媒介。在低亞音速時，發動機會像抽氣機一樣吸取空氣，進氣道外側的空氣一樣會被吸入，這時進氣道的影響比較小。高亞音速開始，發動機吸入的氣流的截面積跟進氣道一樣，因此進氣道開始有影響，它的截面積必須超過發動機的需要，否則會吸氣不足，無法發揮需要的推力。
而到超音速時，出現震波的影響。氣流通過震波以後會急劇減速增壓，因為變化太過劇烈，所以難免產生廢熱，也就是失去可做功的能力，簡單的說就是推進效率會減少。這時進氣道的影響就很顯著了，這時候進氣道不只是要提供足夠的氣流量，他的形狀必須產生適當的震波體系，以減少動力損失。
理想的超音速進氣道有幾個設計要求，首先是要形成多道震波，漸進式的讓超音速氣流減速後流入進氣道：既然震波無可避免，那用多道震波漸漸減速增壓效率總是比一到震波突然減速增壓好。現代超音速戰機的進氣道通常有2~3道斜震波與1道正震波。
第二個基本要求是，這多道震波必須完全“蓋住”進氣口。因為如果震波不“蓋住”進氣口，就會導致震波“進入”進氣道，造成複雜的干涉，或是本來應流入進氣道的氣流被震波“折射”出去，形成所謂“溢流”。不論是上述哪種情況，都會劇烈增加阻力。而超音速時震波的角度會與速度有關，因此理想的超音速進氣道的幾何形狀必須可調。
米格21、幻影2000的帶有激波錐的進氣道以及蘇-27、米格-29、F-15的方形進氣道都是可調的，而且他們的流場都是對稱的，因此可以用早期的二維流體力學去設計，搭配可調機械設計，不難實現全飛行範圍的進氣條件優化。
圓形進氣道的可調構造是錐型構造，方形的跟圓形的相比，可調機構是平面構造，因此構造更簡單。如果蘇-27、F-15的進氣道做得圓一點，那麼除非做成全圓或半圓並且搭配激波錐，否則無法使用可調平板。也就是他們只能二選一：激波錐式可調進氣道，以及可調平板式可調進氣道，後者的構造簡單得多。
當然這是上個世紀的科技水平。邁入21世紀，進氣道氣流已可用三維流體力學去預測，因此可以設計出不對稱外型的進氣道。例如F-35、殲20的DSI進氣道就是一個擁有複雜固定幾何形狀的結構體，能對設計點的動力效率做優化。但與設計速度差距越大時，效率就難免會降低。但儘管推進效率降低，DSI有助於減重，又有助於隱身，因此也是現在很熱門的進氣道設計。另一個例子是蘇-57的進氣道，他的進氣口有複雜的隱身外型，又要做成可調，這顯然是要用三維流體力學去設計的。
貞觀防務
(1)主要因為現在的飛機都是超音速，亞音速戰機，速度早已經超過了音速，所以要對進氣氣流進行減速以保證戰機性能不受影響和戰機以及飛行員的自身安全。
(2)另一方面也是因為飛機發展到超音速時代，進氣道的問題就來了:怎麼將進氣氣流的速度降低至音速以下？由於人類現在還未解決在超音速氣流下燃料持續穩定燃燒的問題，通過研發人員的不斷摸索試驗，想到一種方法，就是利用超音速氣流產生的激波來減緩氣流速度，所以飛機的進氣道就設計成了現在大家在蘇35等戰機的樣子。
(3)在現在強調高機動性能的情況下，老式的進氣道設計就明顯跟不上需求了！主要在於飛行時進氣效率偏低，以至於發動機推力嚴重下降影響作戰性能。而現在蘇35進氣氣道這種設計比較好的解決了大迎角飛行狀態下進氣效率的問題，也比較好的解決了較大飛行速度範圍內總恢復壓的問題。
小鵬軍事
世界上主要是俄式飛機的進氣道是方形的，美式或其它國家很多都是“D”形進氣口，比較圓滑。這和技術沒關係，和本國的設計思維和戰鬥理念有關。
首先，在同等的環境下，方形的進氣口要比圓滑的進氣口的進氣量大，進氣量大意味著可機動性更高，這也是俄羅斯的戰鬥機在近距離格鬥中常常表現優異的原因。據俄羅斯通過計算機模擬戰鬥場景中顯示的數據，蘇–35SM在格鬥性能上完全壓制F–22，強調格鬥性能也是俄式飛機的一大特點。
其次，這和俄羅斯人的戰鬥思維息息相關。俄國人喜歡衝上去就幹，近距離的格鬥才能滿足他們，這種簡單粗暴的戰鬥意識延伸到各個領域，包括戰鬥機的設計研發和駕駛。這也是俄式戰鬥機性能不是最先進的，但其格鬥性能絕對的無可爭議的第一，包括其即將服役的第五代戰鬥機蘇–57，進氣道也是方形的（比較短）。
談兵論武
前蘇聯，包括現在的俄羅斯，他們的設計理念和西方是不一樣的，有些傻大憨粗的感覺。他們不注重細節。只講究一個實用性。這也是俄羅斯產品，為什麼被很多國家不接受，也是這方面的原因。我曾經檢修過俄羅斯的發電機組。他們的東西基本上都是粗製濫造。還有前些年在東北市場上，有一些俄羅斯進口的車輛。同樣也是粗糙，做工不精良。或許這也是一個國家的特點吧。
還有一個方面的原因，俄羅斯之所以把飛機上的氣道設計成方形的，可能還是有它的道理吧，雖然我對飛機瞭解得不多。但至少說，方形似乎要比圓形容易製造。在固定上也趨於穩定。這也是他們的飛機普遍採用方形切到的一個原因吧。
另外，飛機的機頭採取什麼形狀，也和一個國家的審美觀念不一樣，就如同現在的美國車輛，都有稜有角，這可能也是美國人的一個審美觀念吧。蘇聯的飛機氣道，似乎也有這方面的原因。
驕然
因為側衛系列都是用的矩形斜切進氣口，所以肯定是方方正正的。
在蘇-27研製的年代，矩形斜切進氣口是性能最佳的超音速可調進氣口。這種進氣口有個鮮明的特點，那就是上唇前伸，側面邊緣呈斜切狀，在氣動上被歸為一種二元四波系進氣口。
矩形斜切進氣口在超音速飛行中能在上唇和下唇間的壓縮斜板上產生4道激波對超音速進氣進行減速，同時進氣口內複雜的調節裝置能根據速度調節進氣口截面積，所以具有很好的超音速性能。
此外，蘇-27的進氣口被佈置在機腹，在大迎角飛行中處於乾淨的流場之內，不會像兩側進氣佈局那樣受到機身流場的干擾。進氣口前伸的上唇在大迎角下也有利於“兜住”氣流，提高進氣效率。蘇-27平坦的前機身下表面也能對氣流進行預整流和壓縮，理順進入進氣口的氣流。因此蘇-27採用機腹佈置的矩形斜切進氣口是經過綜合考慮之後的最佳進氣設計。
想要設計得圓滑一點，一是採用F-16那樣的笑嘴是固定皮託進氣口。但由於不可調，飛機的最大速度會被限制在1.6馬赫左右。不是說不可以超過這個速度，只是超過後進氣效率會大幅下降。
二是採用幻影2000的可調進氣錐式半圓形進氣口，這種進氣口的大迎角進氣效率又不佳。至於殲-10C那樣的DSI無附面層隔道進氣口？拜託，蘇-27研製時這玩意還沒發明呢。
因此無論從哪方面看，“側衛”當時採用方方正正的進氣口都是最佳選擇。
航空愛好者AMR
超音速飛機，進氣是超音速的，然而人類沒有研製出超音速工作的發動機，於是須把進氣減速，再提供給發動機。就是人類計算能力跟不上，減速機很有學問，設計的不好，重量重效率低，適用速度窄。謝謝
