前面计算得到的非设计点的非安装推力仅仅表示发动机的理想性能，相当于将发动机安装后没有外部阻力。实际上，发动机安装在飞机上必然在其外表面上产生力，这些力使总的阻力增大，必须由发动机可用推力来克服。因此，飞机设计师最终需要的是发动机的安装推力，这又是一项需要飞机设计师和发动机设计师联合完成的工作。
发动机及其进气道、喷管合称为飞机推进系统，进气和排气射流实际上会影响整个飞机上的气流和压力分布，因此发动机的安装推力与整个推进系统的性能都有关系，其相互作用需要进行深入的研究。
在喷气推进飞机的早期，只有直径较小的涡轮喷气发动机（具有较大的单位推力
），发动机和飞机之间不利的相互影响并不显著，那时习惯上将发动机限制在“安装边到安装边”的范围之内，即从压气机进口处的螺栓安装边到喷管进口处螺栓安装边，其做法往往是发动机设计师提供全套的经计算或台架试验获得的发动机非安装性能，飞机设计师自行计算进气道、喷管部分的性能损失并合并得到发动机安装性能。
当涡扇发动机在20 世纪60年代中期出现时，其直径较大（具有较小的单位推力F/m·0）并且压缩系统更加敏感和复杂，因此不能再忽略安装的影响。为了改善飞机和发动机的一体化性能，以及使发动机制造商更好地控制其产品的内部性能和适用性，发动机设计师开始研究一体化工作性能。例如，在1970年左右，为了大大降低耗油率而采用装在发动机短舱里的大涵道比涡扇发动机时，一方面根据发动机性能计算希望采用更大的涵道比，但其较大的直径和因此造成的安装损失又抵消了部分性能收益，为了取得最佳的一体化或安装性能，运输机发动机制造商已远远走出了它们的“安装边到安装边”的天地，转向提供整个短舱/发动机组件，以达到满意的安装性能。(www.xing528.com)
对于像本书中的空战战斗机（AAF）这样的高性能飞机，发动机很可能是内埋于飞机机身中，因而飞机设计师和发动机设计师责任区域的划分变得困难。发动机设计师希望负责那些直接与发动机相互影响的外表面，但不可能负责围绕发动机的整个壳体。最后，发动机设计师可以允许负责被认为是产生大部分安装损失和受进气与排气气流影响的那些部分，一般包括进气道和喷管，确切的边界要根据具体情况通过与飞机设计师谈判确定。
因此，发动机设计师需要联合飞机设计师，在设计之初就提供初步的手段来估算安装损失。这种损失必须由增加非安装推力来补偿，其中仅仅考虑进气道和喷管外流损失，并且它们将以最方便的形式表达，即作为非安装推力的一部分。
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