从无到有：枭龙的 DSI 进气道
枭龙是全世界第一个装备部队的 DSI 飞机：
根据南航杨应凯的论文《枭龙飞机 Bump 进气道设计》所说：
枭龙飞机 Bump 进气道性能优异, 总压恢复系数高，与斜板进气道比，提高 0.02~0.04；综合畸变指数低，满足进/发匹配要求；并且取消了附面层隔道和放气门系统，使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。
1、枭龙 DSI 进气道的总压恢复系数高于原来所用进气道。考虑到进气道总压恢复系数提高1%，可使发动机推力提高 1.3%~1.5%，这是枭龙使用 DSI 后的一个重要的动力系统性能提高；
2、枭龙 DSI 虽是固定进气道，其适应范围却大于原来的斜板进气道，因为 DSI 的使用使枭龙得以取消原来斜板进气道的放气门；
3、枭龙 DSI 还取消了原来斜板进气道的附面层隔道。这与上面讲的取消放气门一起，“使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高”。
除了上述优点外，本文还想强调枭龙 DSI 的另一个重要性能特点和枭龙是如何选取设计数据来使这个特定形状的 DSI 达到这个重要性能特点的。
先说这个重要性能特点，就是这个固定进气道在比较宽广的速度范围内维持了高的进气效率。
这个结论同样来自杨的论文。在论文的最后一页的图 8（a），给出了枭龙 DSI 的总压恢复系数随速度变化的曲线。从这个曲线看，大致在 0.6 倍音速到 0.7 倍音速之间,总压恢复系数最高。但这个最高值是一个非常平缓的曲线的最高值，实际上直到 1.6 倍音速曲线都很平缓；在速度超过 1.6 倍音速后，总压回复系数开始快速降低。
在说设计数据选取之前，我先强调一下枭龙进气道的特定形状：
1、枭龙为了提高 DSI 进气道的性能特地给机头做了修形，把原来相对平展的机头下侧面改为稍稍凸出的曲面。这实际上与 F-35、J-10B、J-20 所做的都相反。这个修形是基于枭龙 DSI 的特定形状。杨的论文中有修形前后对比图；
2、枭龙的 DSI 基本是上下对称的形状，与 F-35、J-20 都不同。
现在说一说枭龙 DSI 的设计数据选择，来源同样是杨的论文：
Bump 进气道设计点为：最大马赫数 Ma=1.7，预压缩鼓包当量压缩半锥角为 20°，高度 H=11km 并以此确定捕获面积；在 Ma=0.8~1.2 范围内，按发动机最大状态时的流量确定喉道面积，喉道马赫数 M ath 控制在 0.6~0.7；
我录出上述数据，为在下一篇 J-10B 的 DSI 文章中，作为对比之用。
枭龙 DSI 暂说的这里。我对枭龙 DSI 的总体看法是：
1、作为全世界第一个实用 DSI，不但简单、减重，而且以无任何辅助调节手段的固定形状在比较宽广的速度范围实现良好的性能；
2、这个 DSI 在形状上尚有待进一步完善以提高诸如大迎角状态的进气效率，也需在形状上进一步完善以取消附面层吸除装置。
从论文数据看 J-10B 的 DSI 进气道的高速性能
使用 DSI 的中国枭龙和美国 F-35 都飞得不快。洛马官方网站居然说 F-35 的最大速度是 1.6 倍音速。我认为这是因为美国军方并不强调 F-35 的高速性能导致洛马不重视 F-35 的最大速度，从而仅仅在网站上指出 F-35 的最大速度不低于1.6倍音速。
F-35 比较低的最高速度，加上枭龙在速度超过 1.6 倍音速后 DSI 总压恢复系数比较剧烈地下降，使得很多人怀疑 DSI 的高速性能。J-10B 的出现，可以说否定了这种怀疑。
南航在 2005 年发表的一篇论文透露了 J-10B 的 DSI 进气道的一些重要线索。这篇论文的标题是《凸包（Bump）进气道/ DSI 模型设计及气动特性研究》，链接出处链接是：。
这篇 2005 年论文中研究的腹部进气的 DSI 进气道，应该就是 J-10B 进气道的诸多研究之一部分。文中给出的腹部进气 DSI 进气道的图更是与照片中 J-10B 的 DSI 惟妙惟肖。
此文给出的一个重要内容是：
表明在发动机设计状态，在来流马赫数为 Ma=2.0 时，出口平均总压恢复系数接近 0.87，而在 Ma=1.8 时该值不低于0.91。
这个固定的 DSI 进气道在 2.0 倍音速时接近 0.87 的总压恢复，与 F-4D 的二元三激波可调节进气道大致相当或稍稍好一点；而其在 1.8 倍音速时不低于 0.91 的总压恢复，则超过了 F-4D。我是从第 440 页给出的几种主要飞机的总压恢复系数曲线中得出的上述结论。
这张图中给出了 F-16、F-4D、F-15 等飞机的总压恢复系数曲线。其中最简单的是 F-16 的固定式皮托管进气道，其在 2.0 倍音速时的总压恢复系数低到超出了图的范围——在 0.75 以下；最复杂、重量最大的是 F-15 的二元四激波可调节进气道，其在 2.0 倍音速时的总压恢复系数大致在 0.92 到 0.93 之间；在复杂性和重量上介于 F-16 和 F-15 之间的是 F-4D 的二元三激波可调节进气道，其在大约 1.7 倍音速时总压恢复系数跌到 0.9 以下、在 2.0 倍音速时大概 0.87 或稍微低一点。
还有什么飞机在使用类似 F-4D 的二元三激波可调节进气道呢？成都 J-10A，沈阳 J-8II，俄罗斯米格-23。这些飞机的二元三激波可调节进气道应该有类似的特性。事实也是如此：无论是 F-4D、J-8II、 还是米格-23，都是最大速度超过两倍音速的战斗机。我认为 J-10A 也不可能例外，只不过官方没有明确发布相关信息而已。
这就使我形成这么一个看法：J-10B 的 DSI 进气道在超音速时很可能比 J-10A 的进气道性能更好。原因是这篇 2005 年论文指出固定的、腹部进气的 DSI 在 1.8 倍音速时总压恢复优于 F-4D、在 2.0 倍音速时与 F-4D 相当或稍微好一点，而 J-10A 用的是与 F-4D 原理相同的二元三激波可调节进气道。
J-10B 的 Bump 进气道在超声速段的总压恢复系数优于 J-10 的斜板可调的 3 波系进气道。
J-10B 的 DSI 是如何适应高速的？