DSI進氣道，又稱“三維鼓包式無附面層隔道進氣道”，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形效能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術效能有極大好處。

除了先前披露出來的梟龍戰鬥機以及F-35戰鬥機外，中國的殲10B、殲10C及新一代隱身戰鬥機“殲-20”也採用了DSI進氣口。另外，美國曾在F-16上測試過該進氣道但並沒有繼續。

從現今來說世界上只有中國和美國發展出了這種技術。它的技術難度實際上是非常大的，首先是設計出這個鼓包就需要極高的空氣動力學和計算機技術水平，其次它的製造精度要求很高，金屬材料要加工出來是很困難的。當前都是使用複合材料。

談到DSI進氣道，其全稱是無附面層隔道超音速進氣道，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。DSI進氣道有時候也稱為BUMP進氣道，中國習慣稱其為蚌式進氣道。

談到DSI的進氣道的緣起，其實是伴隨著四代機興起而應運而生的，上世紀60-70年代，美蘇相繼完成了第一代超音速進氣道，其代表為帶圓形或者半圓形激波錐的三元超音速進氣道（其代表如美國F-104和蘇聯米格21以及法國的Phantom系列）以及帶可調斜板的矩形超音速進氣道（其代表如蘇聯的米格23），其工作區間普遍在兩馬赫以上，在兩馬赫以上範圍內，透過調節激波錐或者斜板，滿足在高馬赫數狀況下對進氣道空氣來流的壓縮及相當不錯的總壓恢復係數（所謂總壓恢復係數即進氣道出口和進氣道進口的空氣來流總壓之比，它標誌著進氣道對空氣的壓縮效率及顯示因為進氣道的壓縮損耗的空氣來流多少，他標誌著進氣道的研發水平）而第一代兩馬赫戰鬥機正是憑藉著超音速面積率和適應高空高速的氣動佈局&高空高速的升阻比及超音速進氣道和更大推力的發動機，達到兩馬赫水平的。

追求更高更快也是當時戰鬥機的追求目標，當然其中也有另類的選擇，譬如採用正激波超音速進氣道（也稱為皮托管進氣道，皮托管實際是流體力學中的一種經典測量流速的工具模型 ）的F16戰鬥機，其進氣道不採用可調佈局的三元進氣道，作為三代戰鬥機，它嚴格遵循戰鬥機黑手黨的能量機動空戰的原則，不追求更高的兩馬赫以上馬赫數，而將越戰中得出的空戰主要在亞跨音速發生的結論應用於F16之上；實際上F16的最高馬赫數也就2馬赫，甚至有說法其最高馬赫數不過1.8馬赫，其所謂兩馬赫的高速也是拉高俯衝時候獲得的。

需要指出的是，美國在其三代機中，在其高低搭配的高階戰機中，有兩款重型主力戰鬥機採用了可調斜板的矩形進氣道，這兩款戰鬥機分別是美國海軍F-14雄貓戰鬥機和美國空軍的F-15鷹戰鬥機。而海軍的低端版F/A-18C/D大黃蜂戰鬥機則採用了皮托管進氣道，與F16不同的的是其採用了兩側肋部進氣道，而F16則採用了腹部進氣道。

進入四代機時代後，美國在高低搭配的選擇上結合之前一代超音速進氣道的弱點，一改之前的激波錐或者可調斜板動作機構重量重的缺點以及隱身效能不足，容易在雷達波前顯示其進氣道內高速旋轉的風扇葉片的詬病，透過計算流體力學技術（CFD）和風洞吹風及高速進氣道測試平臺，完成了兩款固定式進氣道，即F22猛禽和F-18EF超級大黃蜂及俄羅斯的T-50戰鬥機所採用卡爾特（CARET）進氣道和F35閃電II＆中國的FC-1&FC-31&J-10B/C和殲20所採用的DSI蚌式進氣道，就兩種進氣道而言，CARET進氣道仍舊帶有附面層隔道，以去除粘滯於空氣和飛機機體之間邊界層，使來流快速進入進氣道，而在進氣道內則採用了預置斜板角度的方法，透過CFD計算獲得最優的固定斜板角度，以滿足高空高速的需求，同時兼顧亞跨音速，其原理是基於在高速乘波機理論的啟發下面提出的，利用了超音速激波增壓原理。而就第二種DSI進氣道而言，其採用無附面層隔道佈局，透過鼓包的設計及鼓包上的附面層吸除孔去除附面層，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形效能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術效能有極大好處，同時透過獲得更好的總壓恢復係數，也增加了發動機的總推力。

中國在四代機預研上綜合研究了CARET和DSI進氣道，最後的結果是毫無例外的採用了更有魅力的DSI進氣道，最終進入了四代機的自由王國！End！

DSI進氣道，又稱“三維鼓包式無附面層隔道進氣道”，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。據專家介紹，DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個主要優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高；二是減小了飛機迎風面的阻力，提高了飛機的隱形效能；三是不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，大大減輕了飛機的結構重量。總體來看，DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。而且DSI對速度適應範圍很廣，FC1採用DSI後甚至可以取消進氣道後的放氣門，對減輕飛機重量，提高戰術效能有極大好處。

另外一個附加的優點是改善隱身性，DSI鼓包可以遮蓋全部或部分渦輪扇葉，大大降低雷達反射波，降低被敵方發現的機會。

談到DSI進氣道，其全稱是無附面層隔道超音速進氣道，它採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，以及簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、隱形等特點。DSI進氣道有時候也稱為BUMP進氣道，中國習慣稱其為蚌式進氣道。

DSI進氣道的優點在於結構簡單、發展潛力巨大、隱身效能突出

作為目前多種超音速進氣口中最新一個設計作品，DSI進氣道可以說是瑕不掩瑜，在目前大多數空戰狀態下，優勢較為明顯。戰鬥機進行超音速飛行時，發動機渦輪葉片前的空氣流速不能超過音速，否則在激波影響下，輕則發射喘振影響動力輸出，重則引發渦輪槳葉碎裂，引發嚴重事故。所以必須在進氣口位置設定空氣調節措施，利用激波效應減少空氣流量，控制進氣道內氣壓，從而延緩進氣道內空氣流速。從早期一維乘波的激波錐，到二維乘波體系的可調擋板，最後發展到三維乘波體系的DSI和加萊特式進氣道都是屬於進氣道氣流控制措施。二維的可調擋板式發展較為成熟，三代機中較為普遍，三維乘波體系的加萊特式進氣道也是其發展而來。

DSI進氣道所利用的是是超音速氣流衝擊DSI鼓包產生的發散激波，衝散氣流後，再透過進氣道唇口，形成二次激波效應，從而大幅度延緩氣流速度。同時兩股激波氣流相互作用，互相沖擊，附面層粘性氣流影響也較弱。DSI進氣道激波模型，他是利用DSI鼓包與唇口相互作用來實現氣流控制目的，兩者缺一不可。這是一種不同以往的複雜的乘波模型，看似非常簡單的敲了個包，但實際涉及的空氣動力學研究非常複雜和深奧，非一般的國家所能掌握。而DSI進氣道最大的優勢就在這裡，他的發展前景非常廣闊，可調擋板發展到加萊特式潛力已經基本吃光，而DSI研究應用才剛剛起步，鼓包怎麼個敲法，唇口裝置怎麼個配合法，這方面的研究潛力無限。作為三維乘波體系，DSI的乘波效應是立體的，不僅僅是一個平面，他的乘波體系最為複雜，但相應的研究開發前景也最為廣闊。同時DSI只需要一個鼓包和唇口裝置就可以實現飛行包線內的氣流控制，不需要複雜的擋板活動和放氣裝置，在重量上大大節省。殲-10B透過改DSI進氣道設計，實現增加大量電子裝置情況下，空重反而降低。而F-35要是不採用DSI設計的話，那真成了肥豬了

另一個方面就是隱身效能方面，DSI進氣道又一個學名，叫做無附面層進氣道，戰鬥機在超音速飛行時，機身表面會產生附面層粘性氣流，這股氣流流速很慢而且非常紊亂，所以通常採取附面層擋板將這層氣流隔開避免其吸入進氣道。所以美國方面到現在也沒有解釋，到底是使用了神盾局的哪項黑科技，F-22正面在擁有這麼明顯的附面層空腔情況下，依然可以實現0.01平方米的雷達反射面。而DSI進氣道，因為機身表面的附面層氣流在衝擊DSI鼓包後，被迫加速，變成正常的激波氣流，因而不需要進行附面層隔離處理，也就不存在附面層空腔情況，同時對於進氣道和發動機可以起到一定的遮蔽效果。

不過目前DSI進氣道模式主要問題在於難以調整，對於不同音速情況下氣流控制能力比較弱，目前DSI進氣道優勢主要是集中在2倍音速以內，2倍音速以上激波效應過強，氣流發散過於嚴重，弊端較大。但這一領域屬於朝陽產業，其研究前景的廣闊性非常值得期待。

W君總是覺得，不能因為我們用的是什麼就得拼命的鼓吹這個技術好。DSI進氣道是我們在殲-10B、殲-10C、殲-20、梟龍、FC-31等一系列戰機上都在用的一個進氣道技術。

它的特點就是在進氣道的口部鼓起來一個小包，使附面層氣流分離。利用這個設計就可以降低飛機發動機進氣道內的氣流速度而提高發動機效率。

那麼我們就得深究為什麼這個設計可以提高發動機效率，提高的原理又是怎樣的。說一個東西好或者不好必須知其然也得知其所以然。

其實所有進氣道的設計都來自於流體力學。當一個物體在流體（空氣、水）中運動的時候流體所體現出來的特殊特性就是流體力學研究的內容。

飛機在空氣中飛行，那麼空氣相對於飛機就是一種可以壓縮的流體，當飛機的速度不斷提高的時候空氣的流體特性也就越加顯著。

如果我們將飛機發動機完全暴露在外面，那麼就會出現一個很有意思的事情，當飛行速度超過發動機向後吹氣的速度的時候發動機葉片轉動就完全起不到效果了——這就是發動機葉片失速，緊接著就是喘振然後飛機發動機冒火燒起來。

這種問題對於戰鬥機或者小型飛機來說主要是由於附面層氣流造成的。這裡就得看一下附面層氣流了

當物體在流體中運動的時候，物體的邊界（黑色粗線）周圍的流體由於其具有黏性，就會被物體所帶動失去原有的速度，由於流體是一個整體，因此靠近被物體帶動減速的流體也會相應的減速。這樣在在運動物體表面就會形成一個附面層。

一般的我們所提到的附面層是指速度的附面層。在附面層外，流體的速度接近定值，不隨位置而變化。在邊界層內，在固定表面上流速為0，距固定表面越遠，速度會趨近一定值。

在這種特性下，發動機的進氣道就儘量的將附面層貼近於進氣道入口的位置，這時就有了最早的進氣道設計：

例如F-4的進氣道，在F-4進氣道和F-4的機身間有一個擋板，這個擋板叫做 Boundart-Layer Driverter（附面層轉向擋板）透過將機身的附面層氣流速度進一步降低這樣進入發動機的氣流則可以獲得更低的速度更大的壓力。

在二代戰鬥機後，大部分飛機都是這樣的設計，這種進氣道也叫做插入式進氣道。

很有特色的是後來的EF-2000，雖然是機腹進氣但也是一個典型的插入式進氣道。

更有特色的是EF-2000在附面層轉向擋板的位置加了可控的篩孔由內部機構控制孔的開閉為過量的附面層壓力卸壓。

在透過對附面層轉向擋板的調節飛機可以獲得極高的高速進氣壓力。這樣飛機的發動機效率就能夠提高很多。

在解決附面層的問題上呢就出了一個邪教。叫做無附面層隔道超音速進氣道，翻譯成英文就是Diverterless Supersonic Inlet，縮寫就是DSI。也就是大家說的DSI進氣道了。

本身DSI進氣道是洛克希德的一個研究成果。在1996年，在block30批次的F-16上進行了最早的DSI進氣道研究，9天內進行了12次飛行試驗得到了一些研究成果，最後直接作用在F-35的方案中。

這時最早的DSI進氣道設計，相比F-16的普通型號，DSI設計取消了附面層轉向隔板

說下DSI的優點，我們可以看到F-16的改進過程：

這種DSI進氣道直接靠隔板就可以搭建出來。省去了複雜的控制機構因此從結構減重來說是有優勢的。

但是由於其固定不變的形狀，會導致DSI進氣道僅僅能夠對一種速度進行最佳最佳化。

因此顯然DSI並不是整個飛行包線上的最優解。

只不過是相對於複雜的插入式進氣道來說減少了很多動作機構，結構減重明顯。

說到這裡，就有人會想起加萊特（Caret）進氣道，實際上加萊特進氣道在學術界提到的並不多，這時一種經過計算的二元進氣道，和插入式進氣道沒太大區別。

F-22上的這款進氣道就是典型的加萊特進氣道，沒有伸出附面層分離隔板。內部仍舊有調節機構。

上圖，調節擋板完全開啟。

這種進氣道突出的是在飛行器氣動設計上的計算能力。如果算的好，自然可以省略掉附面層分離隔板以達到最高效率。而且由於內部可以有調節機構那麼在各種複雜的氣動飛行條件下則有更好表現。

下表就是F-35（DSI進氣道）和F-22（Caret）的飛行包線對比。

哪個更好是不是能看出來了呢？

首先解釋一下DSI進氣道，DSI可能大部分人不懂是什麼意思，其中文名稱為“無附面層隔道超音速進氣道”，這種技術即採用一個固定的鼓包來模擬常規進氣道中的一、二級可調斜板，並能夠達到對氣流的壓縮，更有簡化結構、隱形的目的。DSI進氣道具有結構簡單、重量輕、阻力小、有隱身性等優點。

更簡單的來說，DSI進氣道就是一個進氣道內的鼓包。

總體來說，DSI進氣道有三大優點

1.可以減重，為戰機加裝掛件提供可能性

一架戰機的效能表現，對於機身重量的要求是非常嚴格的，而DSI進氣道的使用則可以取消一些列加重負載，如附面層隔離板、放氣系統等大量的結構部件，由此整機甚至可以減重上百公斤左右，這上百公斤的節省，為戰機加裝高頻遠端雷達等先進裝備提供了可能性，即戰機後期最佳化改進空間可以更大。

2.雷達反射面積減小，戰機隱身效能提升

因為DSI進氣道取消了附面層隔道以及壓縮斜板等雷達反射面積稍大的部件，戰機機身整體的RCS(雷達反射面積)縮小，由此提升了戰機的隱身效能

3.最佳化戰機飛行效率，提供更高的氣流利用效率，減小阻力

DSI 進氣道，實際上在常規進氣道的基礎上，對於進氣口部分進行了改進，經過精確設計的三維壓縮面配合進氣口進行工作，不僅可以完成傳統附層隔道的功能，還可以提供對氣流的預壓縮功能，從而提高進氣道在高速狀態下的效率，可以顯著減小戰機在飛行中的風阻，提升戰機的飛行效率。

DSI進氣道又稱蚌式進氣道，中文稱“無附面層隔道超音速進氣道”，由洛克希德·馬丁公司最先開發出來，並在F-16進行了改裝試驗。

DSI進氣道與常規進氣道相比，有三個優點：一是採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高。鼓包可以對氣流進行預先壓縮。而是隱身，去除附面層隔道，並且鼓包遮擋了發動機葉片，減少RCS。三是結構簡單，無附面層，減去幾百斤的重量。

目前應用DSI進氣道技術的只有中國和美國，中國最先在FC-1“梟龍”上應用，美國先是由F-16進行試驗，隨後使用在F-35聯合攻擊機上。

中國在梟龍上驗證了相關技術後，發現DSI進氣道雖然在2馬赫以上的超音速飛行會弱於傳統的直通式進氣道，但是亞音速和跨音速飛行包線比較寬，而且有利於隱身和減重隨後有大規模應用在殲10B\C，FC-31，殲-20和隱身無人機上。

DSI，全稱為Diverterless Supersonic Inlet，翻譯過來叫“無附面層隔板超音速進氣道”，它的優點其實已經寫在名字上了，就是不需要可動的隔板來就可以實現超音速下的進氣調節。這種進氣道的標誌性特徵，就是在發動機進氣口前有一個鼓包（Bump），看起來好像河蚌的外殼，所以也叫蚌式進氣道。這種進氣道的優點是結構簡單，成本低，可以在很寬的馬赫數下工作，同時起到一定遮擋發動機葉片的作用，隱身效能好。

人類解決超音速下發動機的進氣問題的歷史由來已久，實際上在二戰之後的50年代就開始了，按時間先後出現的分別是激波錐進氣，如米格-21；可調隔板進氣，如米格23，殲八II，F-4，F-15，加萊特進氣道，如F-18，F-22；最後才是DSI，比如F-35，梟龍，殲10B，殲20，FC-31等。

不論哪一種超音速進氣道，要解決的都是超音速下如何將氣流減速並壓縮的問題。噴氣式發動機由於自身的工作原理，要求能對空氣進行壓縮並送入燃燒室與燃油混合燃燒。而飛機在超音速下，氣流的速度也是超音速，同時壓力較低，這時候如果直接吸進發動機，就會造成風扇和壓氣機失速，產生嚴重的進氣失配，空氣無法被壓縮。嚴重的後果就是發動機停車，機毀人亡。所以必須要想辦法能把氣流減速至亞音速。一個最簡單的二波系激波錐進氣道，是透過一個錐形體在進氣道前形成一個斜激波，並在進氣口處形成一道，空氣在斜激波後被強烈壓縮並完成第一次減速，並在進氣口處的正激波下得到第二次壓縮和減速，此時空氣已經被減速至亞音速，並且得到了預壓縮。透過動作筒調節激波錐的位置，就可以適配不同速度下的進氣。不過這種調節辦法結構複雜，抗畸變能力差，大攻角、高機動下進氣效率驟減，進入三代機時代後基本被淘汰。

米格-21的進氣道

錐形進氣道原理

可調隔板進氣道，最初一種矩形或楔形進氣道，內建一個可調的附面層隔板。這個隔板可以起到將將附面層隔開，防止低壓附面層吸入的作用，且可以產生一道斜激波，將氣流進行預壓縮。透過隔板角度的調節，就可以調節激波，從而實現不同速度下的進氣適配，對飛機大迎角高機動狀態下的抗畸變能力較強。

F-15的可調隔板進氣道

幾種使用了附面層隔板進氣道的飛機，共同特徵是進氣道形狀為矩形或楔形，進氣道和機身有一小段距離

F-22的加萊特進氣道也是一種特殊的斜板進氣道，也叫雙斜切乘波進氣道。它的外形不是矩形，也不是楔形，而是相當於於橫著斜切一刀又豎著斜切一刀後得到的形狀。這種進氣道利用了高速乘波理論，飛機高速飛行時楔形機翼下方會產生一道從前緣開始的斜激波，氣流在經過這道斜激波後會形成一個壓力均勻的高壓區。加萊特進氣道在在此乘波體理論基礎上，在進氣道上壁和內壁各設一個斜板，產生兩道斜激波，可以讓高速氣流經過波面的減速增壓後仍是均勻的，所以進氣道就不需要安裝複雜的進氣調節系統。但這種進氣道也存在一定問題，就是由於他的斜板不可調節，隨著飛機最大速度增加，設計複雜性也會大幅增加；以及總壓恢復係數和進氣道阻力是一個耦合的問題，設計上不可兼得。

F-22的加萊特進氣道

DSI進氣道是在加萊特的基礎上，進一步的結構簡化。透過超級計算機進行復雜的流體力學上的運算模擬，得到一個光滑曲線的鼓包形狀，透過在進氣口增加這個鼓包，這個鼓包一定要和進氣唇口配合，起到附面層隔板的作用。前掠的進氣唇口在中央形成一個高壓區，在兩側形成低壓區，在與機身連線處壓力最低；附面層氣流留到鼓包時，被鼓包改變了流向，朝偏離進氣口的方向流動，接近道進氣口時，被中央的高壓氣流擠壓，徹底擠出進氣口。這樣設計進氣道不必與機身留有一定距離，增加了進氣效率。此外，這個鼓包也以起到預壓縮的作用，與隔板產生的斜激波類似，但是不需要隔板的動作筒機構，大大減輕了結構重量和成本。不過這種進氣道的總壓恢復係數略低於嘉萊特進氣道。

DSI進氣道的計算機模擬，紅色為低壓氣流，可見大多數低壓氣流都被吹走了

DSI的以上優點，對新一代的戰機來說是非常誘人的。美國在掌握了DSI設計能力後果斷在F-35上使用了這種技術。而中國在吃透DSI設計能力後，這種進氣道就包打天下了，梟龍、殲10B、殲20、FC-31均採用此技術，可見這種進氣道的優勢。

F-35的DSI進氣道

使用DSI進氣道的F-16驗證機

殲20的進氣道

想知道DSI進氣道有何優點，我們必須先了解什麼是進氣道？什麼是DSI進氣道？

由於現在戰鬥機對於速度，高度的要求越來越高，所以進氣道的設計也越來越複雜。越來越複雜就會帶來兩個很顯著的缺點：重量和可靠性。

這兩點都很好理解，越複雜的結構可靠性越低，重量也更大，尤其是重量，這無疑會在一定程度上影響到戰機的機動能力。

而且進氣道的設計往往還要兼顧飛機的結構，載重等問題，對於隱形飛機來說，還要滿足正向較小RCS的標準，所以進氣道的設計是很複雜的。

F-15的可調外壓式四波系進氣道

這時DSI進氣道出現了，DSI進氣道的全稱是：無附面層隔道超音速進氣道，DSI進氣道的核心就是bump也就是鼓包，這個固定的鼓包被用來代替常規進氣道中的一二級可調節的斜板以此來完成對氣流的壓縮作用。

而這個bump實際上是一個壓縮面，以飛機為參照系，前方來流經過bump時會產生沿橫斷面的壓力梯度，就是中間壓力大，兩邊壓力小，所以氣流會分成兩路從兩邊流出。

進氣道的外唇口設計成前掠，目的是讓緊貼著機頭蒙皮的附面層氣流可以流出去，不進入進氣道，所以DSI進氣道不需要傳統的附面層隔道。

超音速時，來流接觸到bump會形成斜激波。超音速來流經過斜激波會減速，再經過唇口正激波進一步減速到亞音速氣流，這才能供發動機吸入。

第一架使用了DSI進氣道的飛機是F-16，它也是第一架驗證機，初次試驗的結果是出人意料的，在測試涵蓋了F-16所有的飛行包線，使用了DSI的F-16在飛行品質上都表現出了與生產型相似的程度

F-35，J-20也使用了DSI進氣道

DSI的優勢是什麼？很簡單，從圖中我們都可以看出來，這個結構簡單的鼓包不僅可靠性更高，而且自身的重量相比複雜的調節板等結構要輕得多。

所以，可靠性高，更輕的重量就是DSI的優點。

在這裡我還要指出目前對於DSI的兩個誤區：1. 目前DSI進氣道是不可調的。

由於飛機進入超音速以後，發動機自身的效率會有所下降，為了匹配發動機效率和飛行速度,空氣在進入發動機之前必須要有一個減速過程，這個過程在進氣道中完成，所以在發動機進氣道中安裝一個可調壓縮面，這也是戰鬥機進氣道越來越複雜的主要原因。

但DSI是不可調的，其總壓恢復係數是較低的，這會限制戰鬥機的最大速度，F-35目前的最大速度只有1.6Ma，當然存在可能速度會更快的可能。

DSI可調的難度很高，因為鼓包本身就是精心設計的結果，要想鼓包在變形過程中依然滿足預先設計的外形並有足夠的強度，這是很難得的，至少目前還只存在紙上的研究。

我記得波音在今年春季時提過DSI可調的方案，印象不深了，時間可能記錯了，但是目前也僅僅是一個可能可行的想法而已。

F-22的跗面隔道層的確不利於隱形，不過其進氣道嚴格按照平行原則設計，再加上S形進氣道，F-22極大的減小了進氣道對RCS的不利影響，透過目前對於F-22RCS的預測來看，這個舉措還是著有成效的

2. DSI進氣道有利於隱形。

準確的來講，這點不能算是誤區，因為DSI由於一定程度上遮擋了風扇葉面產生的回波，的確是有利於隱形的。

不過我想說的是，目前遮擋或減小風扇葉面產生的鏡面回波的途徑主要是兩點：1. s形進氣道遮擋回波。2. 進氣道內壁的吸波材料。

所以對於正向RCS中的進氣道來說，加萊特和DSI都是差不多的。

dsi進氣道有何優點？答：結構簡單，可靠性強，重量較輕，並在這個情況下獲得與普通進氣道相近的飛行質量。

所謂蚌式進氣道，也就是DSI進氣道，即無附面層隔道超音速進氣道，這是一種被運用在最現代化戰機上的發動機進氣道設計。DSI進氣道的組成部件包括鼓包和進氣整流罩等組成，透過鼓包起到的壓縮面作用，空氣在透過此處時，會遭遇阻力並大幅減速，從而減小高速氣流進入進氣道時產生的壓力。

與傳統進氣道戰機上使用的進氣坡道技術，DSI的推進效果更好，且重量較輕，不易被敵方雷達發現，主要原理是DSI從根本上改善了飛機的低可觀察性（透過消除了轉向器和飛機蒙皮之間的雷達反射來實現的），另外鼓包標賣你減少了引擎在雷達上的暴露情況，大大降低了雷達反射的訊號強度，這就使得使用DSI進氣道的戰機可以獲得更好的隱身效能。

一般飛機在飛行時，其飛行速度會被直接反映在外界空氣進入引擎中的相對速度，也就是說飛機一旦突破音障，發動機也將接受超音速氣流的考驗。而問題是過去的渦輪發動機並不能很好地處理來自超音速氣流的威脅，這些威力巨大的氣流會在發動機內部產生衝擊波，從而使得渦輪葉片發生危險的顫動，嚴重時發動機甚至會失去功率輸出，或者發動機直接故障。

因此，隨著超音速戰機成為各國服役戰機的主流，其搭載的進氣口必須擁有功能，將進入進氣口的超音速氣流降至亞音速，並疏鬆到發動機的葉片之前，以保障飛機的飛行安全。而僅將氣流“降速”是遠遠不夠的，氣流的輸入量和最佳速度等都十分考究，從而能夠讓發動機獲得最佳工作環境，並提供最大動力輸出。

雖然使用進氣錐或進氣坡道這類裝置，能夠有效地降低空氣流速，但進氣口的設計難度其實是隨著戰機最高速度的提升而大幅提升的。最高速度超過2馬赫的戰機就需要更加精細的進氣口設計，且進氣坡道等裝置過於笨重且昂貴，做出技術突破和革新已經不太現實，所以DSI進氣道的出現就成了必然。

DSI進氣道的研究最早追溯到上世紀90年代初期，1990年，美國的洛克希德•馬丁公司就開始對DSI展開初步可行性研究。很快，作為技術演示專案的重要部分，第一架裝有DSI進氣道的戰機閃亮登場，1996年12月11日洛馬首次展示了一架安裝有DSI進氣道的F-16 Block 30戰機，而戰機上原有的進氣轉向器則“不翼而飛”。但無論是亞音速還是超音速，這架F-16的改進都使得效能有了突破性的飛躍，經過後期測試F-16可以輕鬆地飛到設計上的最高速度：2馬赫。

事實證明，DSI進氣道和進氣坡道比，至少減輕了超過30%的重量，且擁有比傳統進氣道耕地的生產和維護成本，加之效能又強，不用它是不現實的。所以從1994年起，DSI就被引入JAST / JSF計劃，隨後洛克希德•馬丁公司的F-35戰機設計計劃中，也運用了DSI進氣道技術。

中國是除美國外，唯一一個將DSI進氣道技術投入實際使用的國家。除了美國的F-35以外，世界上只有一個國家有使用DSI技術，那就是中國。我空軍的殲-10、殲-20以及FC-31“鶻鷹”和“梟龍”戰機安裝有DSI進氣道。由於設計DSI的鼓包和進氣外整流罩需要超高的計算機和空氣動力學技術水平，所以我們應該為此感到驕傲。

主要有三個優點：一.採用“錐形流”乘波設計，總壓恢復較高！二.減小飛機迎風面的阻力，提高飛機的隱身效能！三.不設計輔助進氣門和放氣門，取消附面層隔道後飛機可以減重數百公斤，減輕飛機的結構重量。dsi進氣道具結構簡單、可減負、阻力小、隱身等特點。dsi對速度適應範圍廣泛。

dsi進氣道的誕生，是上世紀60-70年代，美蘇相繼完成了第一代超音速進氣道，其代表為帶圓形或者半圓形激波錐的三元超音速進氣道（美代表為f104、蘇米格21、法國Phantom）以及帶可調斜板的矩形超音速進氣道（代表是米格23）其工作區間普遍在兩馬赫以上，兩馬赫以上範圍內，透過調節激波錐或斜板，滿足在高馬赫數狀況下對進氣道空氣來流的壓縮及相當不錯的總壓恢復係數（所謂總壓恢復係數即進氣道出口和進氣道進口的空氣來流總壓之比、它標誌著進氣道對空氣的壓縮效率及顯示因為進氣道的壓縮損耗的空氣來流多少、他標誌著進氣道的研發水平）而第一代兩馬赫戰鬥機正是憑藉著超音速面積率和適應高空高速的氣動佈局&高空高速的升阻比及超音速進氣道和更大推力的發動機、達到兩馬赫水平的！（f104）（蘇米格21）（法國Phantom系列）（米格23）

當時戰鬥機的追求目標、有另類的選擇、譬如採用正激波超音速進氣道（也稱為皮托管進氣道、皮托管實際是流體力學中的一種經典測量流速的工具模型 ）的f16戰鬥機、其進氣道不採用可調佈局的三元進氣道、作為三代戰鬥機、它嚴格遵循戰鬥機的能量機動空戰原則、不追求更高的兩馬赫以上馬赫數、而將越戰中得出的空戰主要在亞跨音速發生的結論應用於f16之上！實際上f16的最高馬赫數也就2馬赫、甚至有說法其最高馬赫數不過1.8馬赫、其所謂兩馬赫的高速也是拉高俯衝時候獲得的！全球釆用dsi並不多，唯二。（f16）