洛克希德·马丁公司在它的联合攻击战斗机（JSF X-35）上采用了一种新型的无附面层隔道超音速进气道设计概念，不仅具有全飞行包线的优异气动性能，而且由于简化了传统进气道复杂的结构，所以还减轻了结构重量和生产及使用成本
洛克希德·马丁公司从 1990年初开始探索一种可以替代传统超音速进气道设计的新方法，特别是研究了去掉进气道附面层控制系统，包括隔道、泄放系统和旁路系统的可行性，以达到简化结构、提高效率和减轻飞机重量的目的。
这些研究中最有前景的设计概念，被称之为"无附面层隔道超音速进气道"（Diverterless Supersonic Inlet，简称DSI）。它取消了现在大多数超音速战斗机进气道设计中必不可少的附面层隔道，能在所有速度包括高超音速条件下保证进气道的优异性能。 经过十年的努力，洛克希德·马丁公司的这项设计技术已趋成熟，并在成功地用F-16战斗机进行试飞验证的基础上，把这项技术用在了它们的JSF验证机X-35上。
进气道--战斗机设计的拦路虎
进气道的设计是战斗机设计的关键之一。因为战斗机要在很宽的速度和高度范围内，以及机动条件下飞行，发动机空气流量变化很大，从慢车状态到最大状态再到加力状态，进气道要在所有的状态下都必须能为发动机提供足够的高质量的空气流量。
进气道的设计还要考虑到总体布局的约束，如前起落架、武器舱、设备等，而且它对飞机的前机身的外形影响也很大，如果通过进气道与机身一体化设计，找到一个最优的组合外形，就可以得到阻力小、重量轻、成本低、可靠性能高以及高效的推进系统性能，反之，进气道很可能成为非常麻烦的累赘。此外，进气道的设计还必须满足战斗机的总体隐身要求。
进气道有两个主要部件，进气口和进气道（或管道），进气口用来捕获空气，进气道用来降低气流速度，使得它在到达发动机进口前能降到可以接受的马赫数（一般为M0.2～0.5）。随着飞机最大速度的增加，进气道设计、特别是进气口设计的复杂性也随之增加。如在超音速时，进气口要通过激波压缩（可以选择一个正激波或者一系列的斜激波加一道正激波），使来流的超音速气流在进入发动机管道前降到亚音速。
如果激波压缩发生在气流进入进气口之前，这种进气道被称为外压式进气道，如果激波压缩同时发生在气流进入进气口前和管道内，这种进气道被称为混合压式进气道。
当战斗机的设计M数接近2时，进气道一般需要更精细的压缩方案，以获得高的总压和低的阻力。如F-15战斗机进气道就设计了多级可调压缩斜板和多个由软件控制的旁路门，机械系统十分复杂。这种进气道通过斜板运动来调节进气道外部和内部形状，使进气道能在各种飞行速度和迎角范围内，都能为发动机提供最合适空气流量，而旁路门和导流管允许将过剩的空气排出进气道。
战斗机进气道设计的另一个关键是，必须考虑到机身表面和压缩斜板上形成的低能量空气层，称为附面层。附面层的横向区域，或者说附面层的厚度，是从机身表面到外层自由流之间，纵向区域是从飞机机头到进气口之间，因而附面层的厚度随机头至进气道进口的距离的增加而增厚。
激波和附面层的干扰会使进气道的流场变得紊乱，从而使发动机进口处的流场发生畸变而变坏，如果激波与附面层干扰非常严重，进气口附近的流场就会变得很不稳定，从而导至发动机失速。
在超音速飞机的设计中，消除或减轻进气口附近附面层影响的处理是通过改变附面层流动方向使其在到达进气道喉道前被排走，以及把进气口的位置有意与机身表面隔开一段距离，形成一个附面层隔道，使进气口躲开附面层、置于自由流的流场中，由于此处的气流不会受附面层的影响，所以改善了进入进气道的流场。
例如在F-16飞机腹部进气道中，进气道的上唇口与机身下表面形成一个附面层隔道，隔道的高度为11.5厘米，这个高度就等于F-16飞机在最大飞行速度时的附面层厚度。
最近的一些先进战斗机的进气道，如F-18E / F和F-22，采用了唇口后掠、进气口平面斜切的设计。这些特点会增加附面层区域和厚度，从而增加了控制附面层的难度。解决的方法之一是增设泄放系统，使不需要的附面层气流通过在压缩斜板上的许多小孔，改变方向，流经进气道内的泄放管道排出。
洛克希德·马丁公司无附面层隔道进气道
在洛克希德·马丁的 DSI进气道设计中，附面层隔道没有了，进气口和飞机前机身成为一体化设计，代替附面层隔道的是在进口前设计了一个三维曲面的突起块，或者鼓包。这个鼓包起到对来流的压缩作用，并产生一个把附面层气流推离进气道的压力分布。
洛克希德·马丁公司最初设计的进气口，除上下唇缘外，侧唇缘为双边的三角形，因而被称为四唇缘进气口，而且每个唇缘的唇罩都特别设计成峰谷外形，能让大部分附面层从谷后溢出。这种DSI进气道没有可动部件，因而不可调，没有附面层隔道，也没有泄放系统或旁路系统。
洛克希德·马丁公司通过使用先进专用软件，使DSI进气道设计概念不断得到发展和优化。如通过计算机流体动力学（CFD）数值计算，对于DSI进气道、前机身流场、进口段和管道内流场进行了精确模拟，并通过对计算得到的流场图谱的观察，估算设计方案的性能等。
在1994年后期，洛克希德·马丁公司在完成JSF竞标方案研究中，对DSI进气道和F-22与F-18E/F等采用的先进进气道设计进行了分析比较，结果表明，DSI进气道不仅提供了较好的飞行性能，还可以减轻重量约150千克和减少生产及使用成本( 据估计，由于DSI进气道简化了结构，每架飞机的节支超过50万美元 )，所以公司决定在它的JSF上采用DSI进气道。
改装DSI进气道F-16的飞行验证
为了减小把DSI用到JSF上的风险，洛克希德·马丁公司先用一架30批次的F-16飞机进行了DSI改装，并进行飞行验证。
F-16飞机的DSI进气道和进气道型面，都是在计算机上使用三维成形技术进行设计的。该飞机在1996年12月开始进行了试飞，共进行了12次飞行，主要检验这种独特进气道的性能特点，包括在飞机平飞和机动飞行、发动机加 / 减速的快速的流量变化状态下，检验和确认进气道 / 发动机 的相容性等。
飞行试验覆盖了整个F-16飞机飞行包线，包括了所有的迎角和侧滑角范围，最大速度达到了M2.0。改装DSI后的F-16与原F-16飞机的试飞课目一样，两次成功地完成了发动机空中启动，164次成功的加力点火，其中52次加力点火是在难度很大的机动飞行中完成的，在整个试飞中，没有出现失速和反常的现象。
通过飞行试验，试飞员认为，装了新型DSI进气道以后，发动机的军用功率和推力特性与原F-16一样，而亚音速的单位剩余功率还比原F-16进气道稍好些，从而证实了去掉附面层隔道的好处。
X-35 DSI进气道设计特点
由于洛克希德·马丁在X-35的垂直起落方案是轴驱动升力风扇发动机布局，所以采用了两侧进气口的叉式进气道。
JSF X-35验证机的每一侧DSI进气道几何外形设计原理与F-16的DSI腹部进气道相同，只是将其旋转到JSF飞机前机身的两侧，唇罩以鼓包中心线对称。
两侧进气的分叉管道是与升力风扇发动机管道一体化设计的，设计人员在验证机的初始设计中，从升力风扇后到发动机进口导流叶片之前有一块中心隔板，所以两侧的进气道的气流在发动机进口之前一直是被左、右管道隔开的，从升力风扇后管道基本是直的。
在设计方案冻结前设计人员用CFD进行了计算分析，并在阿诺德工程发展中心5米跨音速进气道高速风洞试验中进行了模型试验。风洞试验主要测量了DSI进气道对发动机气动性能的影响，共获得了16000多个数据，马赫数一直到1.5，试验表明进气道的性能满足或超过了要求。
在X-35上，DSI进气道采用了单块整体式复合材料结构，通过法兰盘直接"贴身"地焊在了机身两侧，没有一个紧固件，因而不仅大大地减轻了结构重量，也大大减少了零件数量。
洛克希德·马丁公司的JSF验证机X-35正式飞行试验于2000年10月24日开始，开始飞行的是 X-35常规起飞着落型（CTOL），飞行试验的主要目的之一是在正常情况下的整个飞行包线范围内，检验进气道 / 发动机的相容性。
X-35的垂直起降型现在也已开始试飞，至今进气道的性能表现良好。现有飞行结果表明，它在所有速度，包括超音速条件下都显示出了优异的性能。
进一步优化的四唇缘进气口
在X-35外形冻结并开始试飞后，工程师们把注意力转向了用于生产型的进气道优化设计，其目的之一是减轻飞机的重量。
他们研究了缩短进气道和去掉左、右管道中心隔板的可行性。通过CFD计算表明，这两项简化措施是可行的。于是，它们将进气口向后削短了近0.6米，中心隔板也被去掉了。
工程师们为了改进大迎角的性能，对进气唇口也进行了进一步的优化设计，将上唇缘前移，去掉了原侧唇 缘的尖角，将三角外改成了斜直线形，因而原四唇缘进气口就成了三唇缘进口。这样，就能更方便地按局部气流迎角调整进气道的安装位置。这些优化设计的结果改进了进气道性能，降低了流场随迎角变化的畸变。
随后进行了X-35改进后的三唇缘进气道模型高速风洞试验。试验是1998年春天在NASA 2.4米×1.8米超音速风洞中完成的。在156小时的试验中，获得了12000多个数据，试验马赫数达到1.8。试验表明，在迎角10°以上，三唇缘进气口比四唇缘进气口总压恢复高，进气道满足了所有的性能和畸变要求。
现在正在试飞的X-35用的还是四唇缘进气口进气道，但在今年的巴黎航展上展出的X-35全尺寸模型已经改成了三唇缘进气口的DSI进气道了。
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