DSI，即無附麵層隔道超音速進氣道（也有人根據其外形稱之為“鼓包式”進氣道）。這種進氣道是洛克希德•馬丁公司耗時 10 年開發的全新概念的超音速進氣道，其突出特點是取消了傳統超音速進氣道上麵的附麵層隔道（這就是 DSI 名稱的由來）以及其他一些複雜機構，也因此減少了生產和維護費用。在 JSF 競爭中獲勝的洛•馬 F-35 就采用了 DSI 設計。為了降低其技術風險，洛•馬還專門改裝了一架 F-16 進行 DSI 驗證試飛。按照洛•馬的說法，DSI 可以在包括高超音速在內的各種速度條件下提供出色的性能。
要了解 DSI 的特點及其優勢所在，我們需要首先了解戰鬥機進氣道的一些基礎知識。
戰鬥機進氣道設計基礎
隨著噴氣式飛機性能的提高和未來戰場對戰術飛機的要求日益嚴苛，進氣道設計人員麵臨的挑戰也越來越艱巨。現在的戰鬥機進氣道必須在大的速度、高度範圍內以及在機動條件下向發動機高質量的氣流，而無論此時發動機油門此時處於何種位置——慢車、軍用推力還是加力狀態。同時進氣道設計人員還必須考慮到其它一些由於構形特征帶來的限製，例如前起落架、武器艙、設備維護口蓋以及前機身形狀等，以便確定最佳構形從而減小阻力、減輕重量、降低費用、提高可靠性以及提供良好的推進性能。近年來的空中作戰中，隱形飛機的技術優勢逐漸凸現，“隱形”已成為下一代戰鬥機必備的基本特征。進氣道作為飛機上一個重要的雷達波反射源，設計人員要將低可見性要求納入考慮範疇，令各方麵性能獲得良好折中，殊非易事。
噴氣式發動機的工作過程，簡單地說就是：壓縮空氣，然後點火做功產生推力。除了高速飛行器使用的衝壓式噴氣發動機外，我們通常所說的噴氣發動機都是利用自身的壓氣機來完成大部分空氣壓縮工作（根據壓氣機的類型不同又分為離心式壓氣機和軸流式壓氣機），而剩下的那部分空氣壓縮工作，則是由進氣道來完成的。此外，壓氣機（特別是作為目前主流的軸流式壓氣機）對氣流畸變相當敏感，因此進氣道還有一個工作就是要保證壓氣機入口處的氣流畸變盡可能小。所以，進氣道雖然外形看起來相當簡單，就是一個金屬管，但要完成這兩大功能卻並不容易。
進氣道具有兩個主要組成部分，即進氣口和擴壓段。空氣通過進氣口進入，然後在擴壓段減速增壓以便使發動機壓氣機平麵處的氣流速度降至可以接受的水平（典型的是 M0.2~M0.5）。隨著飛機最大速度的增大，進氣道特別是進氣口的複雜性也隨之增加。超音速狀態下，要想令前方氣流減速至亞音速，需要利用激波。激波本身是一個致密空氣層，超音速氣流穿越激波之後，速度大幅下降，而溫度、壓強等卻急速增大。進氣道就是通過激波壓縮空氣使之在進入擴壓段之前減速至亞音速。根據飛機各方麵要求的不同，進氣道設計人員可以選擇單一的正激波或者一道正激波加一係列斜激波的形式，前者就是典型的正激波進氣道（如殲-6），後者則是所謂的多波係進氣道（如殲-8B 是三波係進氣道，蘇-27 是四波係進氣道）。一般來說，進氣道激波數量增多，阻力減小，進氣效率提高，但相應的進氣道重量也增大，複雜性也大大增加）。多波係進氣道需要采用一個至數個壓縮斜麵，利用這些斜麵壓縮空氣，產生激波。當設計速度達到 M2 時，進氣道通常需要更精心的設計以增大壓力和降低阻力。例如 F-15 注重超音速性能，因此采用了四波係進氣道，內部包括一係列由軟件和精確作動的機械係統控製的可動壓縮斜板和放氣門。這樣，在變化的空速和迎角條件下，通過移動斜板調節進氣道內、外部形狀可以向發動機提供最適宜的氣流。放氣門和放氣通道則允許多餘的氣流繞過進氣道排放出去。F-16 設計重點不在超音速，因此采用了最簡單的單一正激波壓縮的進氣道設計——但這僅僅是就進氣道本身而言的。事實上 F-16 前機身底部扁平寬大，可以提供一定的壓縮作用，因此就效果而言，F-16 的進氣道更接近二波係進氣道設計。而同樣采用腹部進氣的國產飛機，前機身截麵與 F-16 大不相同，因此可以看到進氣口前明顯前伸的壓縮斜板（同時兼作附麵層隔板）。
而同樣采用腹部進氣的殲-10，前機身截麵與 F-16 大不相同，因此可以看到進氣口前明顯前伸的壓縮斜板（同時兼作附麵層隔板）
戰鬥機進氣道設計必須考慮到低能量空氣層的影響。無論在亞音速還是超音速，在機身表麵和壓縮斜麵上都會形成這樣一個空氣層，也就是所謂的“附麵層”。它實際上是機身表麵（也就是空氣粘滯表麵）和自由氣流（此處氣流處於自由流動狀態）之間的一個區域，激波和附麵層的交互作用會增大紊流進而導致發動機壓氣機平麵處無益的氣流畸變。如果激波/附麵層交互作用增強到一定程度，進氣道將變得不穩定，而發動機也會失速。附麵層的厚度隨前機身長度（也就是機頭到進氣口這段距離）增大而增大。超音速飛機的設計人員處理附麵層現象的傳統方法是在附麵層到達進氣道喉部之前改變附麵層流向，同時將進氣道置於遠離附麵層的自由流中——這裏的氣流不受附麵層現象的影響。在 F-16 上，被稱作附麵層隔道的結構可以提供從機身下表麵到進氣道上唇口之間 4.5 英寸的間隙——這個尺寸是 F-16 以最大速度飛行時附麵層的厚度。
在 F-16 上，被稱作附麵層隔道的結構可以提供從機身下表麵到進氣道上唇口之間 4.5 英寸的間隙——這個尺寸是 F-16 以最大速度飛行時附麵層的厚度
戰鬥機進氣道設計在最近 10 年中開始出現後掠式進氣口設計方案，如 F/A-18E/F 和 F-22。這種特點會增加附麵層形成的麵積，並增大附麵層控製的難度。典型的做法是增加放氣係統，它可以通過在壓縮麵上的小孔將無益的氣流導入進氣道內的放氣管道。
F-22 的 Caret 進氣口和機身之間有明顯的空隙，就是分離邊界層的地方
F-22 進氣口後上方的格柵，靠前的是泄放邊界層的出氣口，靠後的是調節進氣量的出氣口（超音速時，進氣太多，要放掉一點）
好了，在了解了進氣道的基礎知識後，我們再來看看什麽是 DSI，以及它相對於常規進氣道究竟有什麽改進。
無附麵層隔道超音速進氣道概念
洛•馬的工程師在 1990 年代早期就開始研究傳統超音速進氣道概念的替代方案。他們試圖取消和附麵層控製有關的複雜機構：附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統。通過取消這些機構，設計人員可以從飛機上減輕大約 300 磅的重量。最後的研究結果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式進氣道。在 DSI 上已經去掉了附麵層隔離板，進氣口也整合到前機身設計中。在進氣口前設計有一個三維的表麵（鼓包）。這個鼓包的功能是作為一個壓縮麵，同時增大壓力分布以將附麵層空氣“推離”進氣道。進氣道整流罩唇口的設計特點使得主要的附麵層氣流可以溢出流向後機身。整個 DSI 沒有可動部件，沒有附麵層隔離板，也沒有放氣係統或旁通係統。換句話說，DSI 實際是針對常規進氣道的進氣口部分進行的改進。精心設計的三維壓縮麵配合進氣口，不僅可以完成傳統附麵層隔道的功能，還可以提供氣流預壓縮，從而提高進氣道高速狀態下的效率，並減小阻力。隨著進氣道調節係統的取消，重量自然減輕。而對於未來作戰飛機更重要的一點是，取消了附麵層隔道以及壓縮斜板等部件後，飛機的 RCS 可能大幅減小，這顯然有利於提高飛機的隱身能力——F-22 的進氣道仍具有傳統的附麵層隔道，設計時免不了大費周章；而其采用固定式進氣道，考慮的因素中，隱身要求占了相當一部分。
DSI 是隨著計算流體力學（CFD）的進步，在洛•馬自己的計算機建模工具上開發並完善的。CFD 是一門研究流體控製方程的數字化解決方案的科學，並可以通過空間或時間對重要的流場加以描述並進一步改善解決方案。CFD 解決方案闡明了工程師們如何表現複雜的流場並對他們的設計進行性能評估。
1994 年末，洛•馬對飛機構形進行了研究——該構形後來成了他們的 JSF 原型機的構形方案。該項研究重在調查 DSI 相對於 F-22 或 F/A-18E/F 類型的後掠式進氣道的優勢。由於減少了重量（約 300 磅），DSI 可以使飛機具有更好的性能；同時 DSI 還減少了生產和操作費用——通過取消複雜部件，每架飛機可以節省 50 萬美元的費用，效益相當明顯。工程師們為了保持技術領先地位而在此期間申請了 2 項美國技術專利，並在 1998 年獲得批準。
全尺寸 F-16 飛行試驗
幾乎在 DSI 被洛•馬 JSF 設計采用的同時，工程師就明白它會被認為比 F-22 的後掠式進氣道具有更高的風險，為此他們改裝了 1 架 F-16 進行 DSI 驗證來降低技術風險。F-16 的模塊化進氣道設計使得它可以裝上 DSI 模塊而無需對前機身和中機身進行重大改造。根據現有的 F-16 進氣道設計，新的進氣道模塊將成為前機身的組成部分，從其前緣開始直到前機身與中機身接合部和原進氣道融合。壓縮麵被置於前機身座艙下方，不會影響前機身其它部分或舭線。擴壓段前部進行了重新設計，在新的進氣口和現有擴壓段之間形成一個過渡。
F-16 DSI 驗證機
F-16DSI 是在工作站上利用三維模型進行設計，其進氣道則利用了 CFD 的成果，采用了與 JSF 相同的設計方案。進氣道模塊在洛•馬的福特•沃斯航空工廠製造，安裝在 1 架生產型 F-16 上，並在該地進行了試飛。
當 DSI 安裝在 1 架 Block 30 批次的 F-16 上進行了高度成功的驗證試飛時，它才真正從概念成為了現實。試飛程序包括 12 次試飛，在 1996 年 12 月的 9 天內完成。首次試飛重在確定飛行包線和功能檢測。其它的試飛則重在驗證進氣道性能特點，包括在水平和機動飛行中快速移動油門位置以確定進氣道和發動機之間的相容性。
F-16 的進氣道改裝過程
飛行試驗覆蓋了 F-16 的整個飛行包線，並達到了最大速度 M2.0。改裝機的飛行品質在所有的迎角和側滑角條件下，都非常接近生產型 F-16。洛•馬試飛員進行了 2 次飛行中發動機重新啟動和 164 次加力點火，沒有發生故障。其中 52 次加力點火是在高難度機動中進行的。在整個試飛中沒有發生發動機失速和異常現象。
新的進氣道顯示其亞音速性能特別是剩餘功率方麵略優於生產型進氣道，證明取消附麵層隔道對整個係統是有益的。試飛員表示，軍用推力狀態和推力特性和安裝通用電氣 F110-GE-129 發動機的標準型 F-16 非常相似。考慮到整個試飛計劃的目的是驗證這種先進進氣道技術的生命力，這個結果是非常令人滿意的。
F-16 的試飛驗證了進氣道的氣動性能，而洛•馬的 JSF 原型機 X-35 也對此進行了驗證試飛。結果表明，根據 CFD 分析作出的性能分析和進氣道氣流穩定性預測與現實世界中的情況是吻合的。
DSI 在 JSF 設計中的應用
在 STOVL 型 JSF 上采用的軸驅動升力風扇要求使用分叉式進氣道。X-35 基本上原版照搬了 F-16 前機身下表麵的進氣道設計，隻是把它轉了 90 度移到機身兩側。進氣道整流罩相對於鼓包是中線對稱的。為了布置升力風扇，分叉式擴壓段明顯向外偏移。在原型機上，自升力風扇後到發動機進氣道導向葉片前有一塊隔板將左右側進氣道分隔。在升力風扇後的擴壓段則不再彎曲。根據 CFD 研究結果，在設計凍結之前，進氣道進行了改進設計。為此在阿諾德工程發展中心（AEDC）的 16 英尺超音速風洞中進行了高速吹風試驗，在模擬的發動機壓氣機平麵處測量其氣動特性。試驗馬赫數最大達到了 M1.5，取得了超過 16,000 個測試點數據。結果表明，所有的進氣道性能要求都已達到或超過。
這裏可以清楚地看到 F-35 的 DSI 進氣口，邊界層被鼓包從中間“破開”，被迫向鼓包的兩側分開，最後從後縮的進氣口唇口和機身連接處泄放
2000 年 10 月 X-35 開始進行試飛。常規起降構形（CTOL）的一個主要試飛目標是確定整個飛行包線內發動機/進氣道的相容性。
X-35 構形方案凍結後，工程師們將注意力轉向改進生產型構形。目標之一是減少這種構形的全重。於是設計人員開始研究縮短進氣道和取消左右進氣道之間的隔板。CFD 分析結果表麵，兩種方案都是可行的。於是進氣口後移了大約 2 英尺。與此同時，進氣道設計人員也開始研究改進進氣道唇口設計以改進大迎角性能。通過將整流罩唇口前移，並取消側唇口的頂尖（簡單的說就是把折線拉成直線），使得進氣口更適應不同迎角的氣流，改善了進氣效率。這種改進提高了性能，減小了不同迎角下氣流的畸變。
這是 F-35A 型戰鬥機的縮比仿真模型，從這個角度，我們可以很清楚地看到位於 F-35 戰鬥機鼻下方形狀獨特的光電跟蹤係統（EOTS）和外形經過優化的 DSI 進氣道，當然我們也可以看到飛機進氣道上狹窄的邊條
根據 X-35 進氣道構形，進行了一次三邊形 DSI 構形的高速風洞試驗。試驗於 1998 年春在 NASA 的格倫的 8×6 超音速風洞進行。在 156 小時試驗中采集了超過 12,000 個測試點數據。試驗馬赫數最大達到 M1.8。試驗數據表明，超過 10 度迎角後，三邊形進氣口相對原來的四邊形進氣口具有更高的總壓恢複。新的進氣道滿足所有的性能和畸變要求 。
JSF 最後的減小風險措施是飛行性能驗證。洛•馬的 X-35 試飛自 2000 年 10 月 24 日開始，DSI 在試飛過程中表現良好。現在 X-35 已成為 JSF 計劃的勝利者，並改稱 F-35。DSI 已成為其標誌性特征之一。
總之，洛•馬開發了一種革命性的發動機進氣道概念，具有出色的氣動性能，並取消了傳統超音速進氣道上的複雜結構，降低了生產和使用費用。DSI 是固定幾何形狀進氣道，取消了附麵層隔道、放氣係統和旁通係統，減少了 300 磅的結構重量，每架飛機節省了 50 萬美元的生產費用。在所有速度範圍包括高超音速條件下，DSI 都具有出色的性能，而在機動條件下，DSI 仍然非常可靠。在過去的 10 年裏，這項技術從醞釀走向成熟，其低風險已經被 F-35 所確認。
問題與未來
事實上目前 DSI 的公開資料相當有限，因此很難準確地判斷 DSI 的優缺點。筆者和朋友討論時曾提到如下問題：相對於固定式進氣道，DSI 有何優勢？相對於可調式超音速進氣道，DSI 又有何優勢？
對於 F-16 類型的正激波進氣道，DSI 的減重主要集中在附麵層隔道及其相應的結構加強的重量上；而對於具有雙後掠特征的固定式進氣道來說，要加上進氣口前部附麵層抽吸機構和結構的重量（對於 F-22 還有固定壓縮斜板的重量）。上文中提到的“減重 300 磅”其實是非常籠統的數據，因為並未提及具體比較對象。對於可調式超音速進氣道來說，除了前述部分外，DSI 還省去了複雜的進氣道斜板調節機構的重量。
在進氣性能方麵，目前隻能與進行 DSI 試飛的 F-16 進行比較。從試飛結果來看，試驗型 DSI 在超音速範圍內和 F-16 的正激波進氣道相當，亞音速範圍內略有優勢——公開資料特別強調了 SEP 優勢，這有可能是取消附麵層隔道導致飛機阻力減小的結果。但換個角度看，F-16 進氣道強調高亞音速性能，超音速性能較差，那麽試驗型 DSI 也具有同樣的特點——換句話說，試驗型 DSI 相對可調式超音速進氣道沒有性能優勢。雖然根據洛•馬的說法，DSI 的超音速性能也不錯，但目前沒有公開資料證實這一點。
就已知信息來看，現在的 DSI 在性能略由於固定式進氣道的基礎上，可以改善飛機的隱身特性，並有利於進氣道——機身一體化設計。而在超音速性能方麵，即使目前的 DSI 尚不盡如人意，但筆者以為並不足以嚴重影響 DSI 在戰鬥機設計中的應用。其理由是：在未來第四代戰鬥機服役期間，高超音速作戰仍不是強調的重點；發動機推力的增大，可以在相當程度上彌補進氣道的不足——這也是個發展的問題，如果給 40 年代的發動機配上今天的進氣道，其推力損失的相對比例恐怕大得嚇人；技術進步可以進一步改善 DSI，包括並未證實的超音速性能。
最近曝光的 J-10 最新改型也使用了 DSI 進氣道
梟龍戰鬥機也是用了類似F35的DSI進氣道
