洛克希德·马丁公司F-35战斗机机身两侧进气口内不起眼的鼓包实际上堪称空气动力学奇迹，而这只有航空工程师能够充分理解。在F-35以超音速飞行时，这种进气口的鼓包与前掠式进气口唇口配合工作，使有害的附面层气流远离入口，可以完全取代目前战斗机所使用的更重、更复杂、更昂贵的带附面层隔道的超音速进气口。
DSI飞行试验
这种进气口设计被称为“无附面层隔道超音速进气口(DSI)”，当它被安装在一架F-16 Block30上进行了非常成功的验证后，DSI进气口从概念变成了现实。1996年12月，这架飞机在9天内完成了12架次试飞，其中首次试飞发生在12月11日，初步摸了一下飞行包线，并对进气口进行了功能检查。在后续试飞中，这架F-16研究了DSI进气口在水平和机动飞行中的性能特性。这些试飞中油门的快速瞬变证实了进气口和发动机之间的兼容性。
飞行试验覆盖了整个F-16飞行包线，实现2.0马赫的最大速度。修改后的飞机在所有迎角和侧滑角下都展示出与生产型F-16相似的飞行品质类。洛克希德·马丁试飞员在试飞中完成了两次飞行中发动机重新启动、开了164次加力，都没有出现故障，有52次加力是在剧烈机动中开启。在整个试飞中F-16没有出现发动机失速或任何异常。
与生产型进气口相比，新进气口使F-16的亚音速单位剩余功率有所提高，这得益于取消附面层隔道对整体系统带来的好处。试飞员指出，这架F-16的军推设定和推力特性与安装通用电气F110-GE-129发动机的生产型F-16非常相近。考虑到这次试飞的总体目标是验证这种先进进口道技术的可行性，达到效果已经很让人满意了。
战斗机进气口设计的基础知识
战术飞机的进气口设计一直是设计难点。一架战斗机的进气口必须在很宽的速度、高度、以及机动条件范围内都能向发动机提供高品质气流，同时还能满足发动机从怠速到最大军推或加力状态下对气流的需求。进气口在设计上还必须考虑因飞机布局带来的限制，如前起落架、武器舱、设备检修面板和前机身外形。进气口设计还必须满足阻力最小、重量最轻、成本最低、推进性能最高要求，对隐身战斗机来说，进气口还必须满足严格的低可探测性要求。
从历史上看，进气口的复杂性是因为战斗机追求高速性能而导致的。马赫数越高，进气口内把超音速气流减速到亚音速喂给发动机的压缩机构就越复杂(涡轮喷气式发动机的设计并不适合用来处理与超音速气流有关的激波)。
进气口各种压缩方案的原理都是把超音速气流的动能转换成发动机压缩机迎面气流总压。战斗机速度超过2马赫时，一般还需要更为复杂的进气口压缩设计。举个例子，F-15的进气口包含一系列由软件和复杂机械机构控制的可动压缩坡道和放气门。这些可动坡道通过调节进气口外部和内部形状，实现在各种速度和攻角下向发动机提供最优气流。多余气流通过放气门和管道流出进气口。
战斗机进气口在设计上还必须考虑去除在亚音速和超音速速度下形成在机身表面的低能量空气层(同样，进气口坡道表面也会形成类似的空气层)。低能量空气层流动缓慢，气流紊乱，被称为附面层，进气口吸入附面层后，在激波的干扰下附面层会导致进气道内气的不稳定。其结果是可能在发动机迎面前出现不希望的气流畸变。如果激波/负面层干扰足够严重的话，发动机就会失速。随着速度的增加，以及前机身长度(即进气口前端到机鼻的距离)的增加，附面层也会变厚。
为了防止发动机吞入附面层，超音速飞机的设计师们采用的方法是把进气口避开附面层置于自由流动的空气中，远离附面层的影响。在F-16上，有一个被称为隔道的结构使机身和进气口上唇之间具有8.38厘米的间隙，这个间隙的大小就是F-16在最大速度下附面层的厚度。其他有些战斗机则结合使用附面层隔板和附面层吸气孔来消除附面层气流，进气口压缩坡道上密密麻麻的小孔把负面层吸除并通过放气管道排出进气口。DSI进气口的鼓包也是一个压缩表面，作用是创建一个压力分布，在2马赫以下速度范围都以阻止大部分附面层空气进入进气口，这种进气口摒弃了复杂而沉重的机械系统。
DSI起源
DSI的历史可追溯到洛克希德·马丁公司的工程师们在20世纪90年代初进行的先进推进一体化研究项目，DSI进气口就是该研究的一部分。随着计算流体力学(CFD)的进步，洛克希德·马丁设计出了计算机建模工具，才使得对DSI进气口概念进行发展和完善成为可能。计算流体力学是一门使用数值方法在计算机中对流体流动的控制方程进行求解，并利用这种方法在时间或空间上对所研究的一个完整流场进行描述，在这里就是战斗机前机身、进气口以及进气道的流场。
计算流体力学作为流体力学的一个分支，提供了最具成本效益的模拟气流的手段。随着计算机的发展，计算流体力学获得了长足进步，已经成为评估气动设计的首选手段。
DSI进气口概念的基础研究一直持续到90年代中期。洛克希德·马丁公司的工程师们用立体光刻技术(现在叫3D打印)制造出一个小型塑料进气口模型并进行了风洞测试，以作为对计算流体力学研发进程的补充。工程师们在此期间取得了长足的技术进步，并获得了两项美国专利，一个是DSI进气口的总体设计专利，另一个是这项新技术的集成处理专利(两项专利均在1998年授予)。通过对各式各样的无附面层隔道进气口设计进行计算流体力学分析和小型风洞模型测试，工程师们建立起一个进气口构型数据库，随后在洛克希德·马丁公司JSF设计中发挥了重要作用。
全尺寸试验进气口
1996年在F-16上试飞的DSI进气口是在计算机工作站通过实用三维实体模型设计的。在设计中注重对原有机身的影响降低到最小，并最大限度利用现有的硬件，以降低设计和制造成本。F-16原有的模块化进气口使得研发出一种无需对前机身或中段机身进行重大修改的DSI进气口模块成为可能。和现有进气口设计一样，新进气口模块从进气口前缘到与前机身与中段机身的分离面与前机身合为了一体。压缩鼓包附着在座舱下方的前机身底部，没有对前机身的其余部分造成影响。为了衔接新进气口和现有进气道，工程师们还研发了进气道过渡段。
F-16原先的进气口模块上表面形成了机身前油箱底板，该油箱位于驾驶员正后方。这个油箱底板成为新进气口模块结构布置的理想起点，因为能从F-16生产线直接获得这个组件。新进气口保留了隔道支撑结构，结合油箱底板，形成了新进气口模块与前机身组合起来的主要手段。
新进气口模块由300个部件组成，其中包括113件机制件和83件成形蒙皮壁板。鼓包或更准确的名称——固定三维压缩表面，由洛克希德·马丁公司在加州帕姆代尔的工厂使用碳纤维环氧复合材料制造。进气口的大部分亚结构采用铝合金制造。洛克希德·马丁公司在沃斯堡工厂进行了进气口模块的制造和安装，并在此完成了试飞。
F-35采用DSI进气口
994年年中，洛克希德·马丁在JAST/JSF项目中就把DSI进气口作为了一项折衷研究项目(折衷研究是通过对不同属性并相互矛盾的各种因素进行分析和权衡，求得能合理地兼顾各种因素的最佳方案的一种系统分析方法)，与传统的“加莱特”式进气口进行了对比。折衷研究涉及了额外的计算流体力学分析、测试、以及重量和成本分析。因为DSI进气口被证明与传统进气口相比，在能满足所有性能要求的前提下轻30%，且具有更低的生产和维护成本，所以这种新进气口在JSF上找到了自己的位置。
F-16的试飞验证了DSI进气口的空气动力学特性，2000年洛克希德·马丁公司的X-35验证机在试飞中又对这种进气口进行了进一步验证。上述试飞也证实了计算流体力学分析对这种进气口所做的分析性能和进气口气流稳定性预测。JSF项目继续用这些计算流体力学工具对生产型F-35飞机的DSI进气口设计进行了进一步细化。
F-35使用的DSI进气口经历了多次设计迭代演进。F-35B短距起飞垂直降落(STOVL)型的轴驱动升力风扇需要采用分叉式进气道，在机身两侧各有一个进气口。最初的设计基本上与F-16前机身下表面的DSI进气口相同，只是旋转了90度后安装到了F-35前机身两侧。
该设计的进气口整流罩沿鼓包中线上下对称，这就是X-35验证机所使用的进气口设计。后来的计算流体力学分析和测试进一步细化了设计，通过调整上下导流罩唇口的位置改善了侧置DSI进气口的大迎角性能。这个版本的设计在风洞进行了充分的测试，用在了EMD(工程制造发展样机)和生产型F-35上。
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