本发明提供了一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，包括基于电磁隐身和气动考虑的唇罩及全遮挡的内管道。进气道口面形状与机身采用一体化融合设计，利用唇罩和机身表面形成的压力梯度排除进口前的边界层。唇罩在俯视和侧视方向上均采用后掠设计，后掠角与飞行器隐身设定角度一致。进气道内管道选用全遮挡的双S弯型进气道，从进气口任何角度均看不到进气道出口截面。本发明在保证进气道的总压恢复系数和流场畸变指标满足要求的前提下，可取消常规无隔道进气道特有的突出机身表面的鼓包和机体上的边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并与后掠唇罩和全遮挡的内管道共同作用，提升进气道的雷达隐身性能。