NASA的F-15吊挂一个试验吊舱，测试CCIE的性能。
NASA在2011年8月开始用F-15B对新型可变截面超音速进气口飞行测试，最高速度达到M1.74。研究飞行系列共有8次飞行，1月5日完成了最后 一次试验。此后进入数据分析阶段。这个所谓“开槽中心体进气口实验”(Channeled Centerbody Intake Experiment，简称CCIE)采用TechLand研究公司设计的可变槽道中心体技术，用于解决低超音速到高超音速飞行里大范围调节空气流量和激 波位置的问题。CCIE如果研制成功，将是超音速飞行技术的一件大事。
超音速飞机尽管飞行速度超过音速，但涡喷和涡扇发动机都是在亚音速下工作的，一般要求在M0.4-0.5，这样可以确保风扇、高低压压气机叶片的叶尖速度 在音速以下，否则引起的激波不仅严重影响效率，也容易损坏涡轮机械。另外，燃烧室里的燃烧扩散速度的理论极限也为音速，再快就是爆炸了。所以，超音速飞机 的进气口不仅要把进气理顺，最重要的是把超音速的进气气流降低到亚音速。进气口的总压恢复系数(发动机的实际进气压力与自由空气压力之比)推力和油耗的影 响很大，一般说来，总压恢复系数提高1%，推力要求可以降低1.3%。进气口形状和边界层分离装置对飞机气动阻力的影响自不待言。
飞行体在前飞时，前方的空气压力波按照音速传导。飞行速度低于音速时，压力波的传导快于飞行体，其结果是空气在前方及时闪避，好像船首波推开波浪一样。飞 行速度达到音速的时候，压力波的传导和飞行速度等同，前方空气不再可能闪避，而是被压缩叠加在一起，密度急剧增高，形成垂直于前进方向的平面激波，极大地 增加了飞行阻力和对飞行体结构的应力，这就是所谓的音障。飞行速度超过音速后，平面激波变成锥面激波，锥面的角度和速度有关，速度越高，锥度越尖锐，飞行 阻力实际上下降了，就好象从拖着一面墙前进变为拖着一把倒开的伞前进。由于激波对气流的减速作用，激波的位置和形状对超音速进气口设计至关重要。
