Los aviones militares modernos integran una gran cantidad de dispositivos electrónicos de alta densidad de potencia, lo que lleva a un aumento rápido de la carga térmica y plantea desafíos significativos para la disipación del calor. Un enfoque prometedor para la gestión térmica es tomar aire ram a través de una entrada en S montada en el fuselaje y utilizarlo como un disipador de calor para el intercambiador de calor aguas abajo. Sin embargo, la geometría del ducto en S puede inducir una separación de flujo significativa y una distorsión de presión total, limitando así la tasa de flujo másico. Para abordar estos desafíos, este estudio investiga tres estrategias de control de flujo: generadores de vórtices (GV), inyectores Coanda y su combinación, utilizando simulaciones numéricas tridimensionales de alta fidelidad validadas con datos experimentales. Los resultados indican que los GV suprimen eficazmente la separación local y mejoran la uniformidad del flujo, aunque pérdidas adicionales limitan la recuperación de presión. El inyector Coanda mejora el momento de la capa límite, aumentando sustancialmente el rendimiento del flujo másico y la recuperación de presión. El enfoque combinado de GV e inyector Coanda logra un coeficiente de distorsión más bajo y proporciona un equilibrio favorable entre la recuperación de presión y la uniformidad del flujo. Estos hallazgos demuestran el potencial del control de flujo híbrido pasivo-activo para mejorar la calidad aerodinámica de la entrada y apoyar sistemas de gestión térmica integrados para futuros aviones.