DSI入口的核心优势是重量轻，RCS反射面积小。

现代喷气发动机工作时需要压气机来压缩空气。压缩机对气流的速度、流场的均匀性和流量都有严格的要求。一旦空气流场条件不达标，性能降低，严重时直接灭火。

所以飞机需要有一个装置来整理外部气流，使其能被引擎利用，这个装置就是进气。早期战斗机采用的是固定进气道，通过进气道本身的形状设计来降低速度对高速空气的增压效果，但是固定进气道有很大的局限性，固定进气道一旦形状设计好的性能就不会改变，所以它的调节效果只有在设计好的条件下才会考虑更好。在其他设计无法覆盖的区域，它不能很好地工作。

为了解决这一矛盾，出现了可调进气道。通过设计进气道形状或增加一些附件来降低超音速气流速度，然后在进气道内增加一些挡板、放气阀和开口来进一步调节速度和流量，从而解决不同速度段和不同俯角下进气道气流与发动机要求的匹配问题。大多数现代飞机都有可调节的进气口，如F-15、侧卫家族、EF2000、阵风等。

众所周知，空气是一种具有一定粘度的流体。靠近机身接触位置的气流速度很慢，气流方向也很混乱。这部分气流称为侧气流。关掉引擎。所以一般的处理方法就是不要把靠近机身的进气口打开，因为表面的空气靠近机身，进气口和机身之间有一个空间，表面的空气会流过这个空间而不会进入进气口，这就叫做边界层隔断。

我在网上找到的图片，红圈是边界层分区。

可调式进气道在调节进气流量的性能上是非常好的，但是它本身并不完美。有两个致命的缺点，一是太重，隔断板和移动机构的自重都太大，二是边界层隔断板处的雷达反射面积太大。

雷达反射面积的问题并不是特别致命的，因为它可以通过一些手段来处理，以减少影响，并且低检测也不是无法检测，只要处理得当并不影响整机的性能。重量过重的问题是无法解决的，相比固定进气可调在任何情况下都更重。所以从理论上讲，可以设计一个固定的进气道，可以覆盖每个速度段的俯仰角，既轻又性能好。

DSI进气道就是这样一种结构，原则上它是一种固定进气道，因为没有运动部件，当然它更轻，因为进气道前面采用凸起设计，附着的空气会在凸起处与机体分离，自然不需要边界层隔断，雷达反射面积更小，DSI进气道的优点就诞生了。

我们之前讲过固定进气道的局限性，因为形状是设计的，性能是固定的，要达到与可调进气道相同的性能，就需要在设计中考虑到所有的条件。所以凸起的形状很重要，它必须在不同的速度和仰角下“恰到好处”，以使气流符合发动机的需求，这是非常困难的。

因此，DSI进气道的设计要求有很高的门槛，首先，超音速风洞，这是一个前沿学科，没有经验可以参考，一切都要靠探索，所以实践很重要，通过不断的风洞数据收集，然后整理出经验公式，然后指导设计，然后在风洞中进行验证。为了设计出性能优良的DSI进气口，这种做法必须反复进行。

另一件事是要有一个足够好的超级计算机，DSI的设计本质上是做流体动力学模型的分析，足够的计算能力来更好地优化。

最后，DSI鼓袋的设计要足够好，制造要足够好，才能充分发挥其性能，这也需要足够的制造技术来加工鼓袋。

设计一个好的DSI进气道需要结合超音速风洞、分析超音速气流流体动力学的能力(这是在20世纪90年代计算机技术发展之后才出现的)、足够的时间和足够的资金。真的没有多少国家能做到这一点，更不用说自上世纪90年代以来就有足够的资金研发战斗机了。我们感觉很新鲜。F-22原型机于1986年首飞，当时计算机技术还无法分析DSI进气口。1996年原型机的首次飞行是一个好时机。其他国家，比如欧洲国家和俄罗斯，在20世纪80年代设计和建立了一堆侧翼。Su57项目起步较晚，但它一直受到资金和时间表不足的困扰，而且不可能等待DSI进气道生产出好的产品。

但是DSI进气道虽然有突出的优点，但不要忘记它毕竟是一个固定的进气道，不同速度段的俯俯角对气流调节的需求本身可能是矛盾的，相同的DSI形状理论上只能做到最差，而不是最好，可调进气道理论上可以做到最好。因此，在这方面，DSI进气道并没有完全超越可调进气道。两者之间的关系不是替代，而是权衡。进气道设计取决于我上面提到的因素，超音速风洞的性能，流体力学的数据处理能力，资金和时间。