好了，在了解了进气道的基础知识后，我们再来看看什么是 DSI，以及它相对于常规进气道究竟有什么改进。
无附面层隔道超音速进气道概念
洛•马的工程师在 1990 年代早期就开始研究传统超音速进气道概念的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取消这些机构，设计人员可以从飞机上减轻大约 300 磅的重量。最后的研究结果就是如今的 DSI，或叫做鼓包式进气道。在 DSI 上已经去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，同时增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流罩唇口的设计特点使得主要的附面层气流可以溢出流向后机身。整个 DSI 没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。换句话说，DSI 实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。精心设计的三维压缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小阻力。随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的 RCS 可能大幅减小，这显然有利于提高飞机的隐身能力——F-22 的进气道仍具有传统的附面层隔道，设计时免不了大费周章；而其采用固定式进气道，考虑的因素中，隐身要求占了相当一部分。
DSI 是随着计算流体力学（CFD）的进步，在洛•马自己的计算机建模工具上开发并完善的。CFD 是一门研究流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。CFD 解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。
1994 年末，洛•马对飞机构形进行了研究——该构形后来成了他们的 JSF 原型机的构形方案。该项研究重在调查 DSI 相对于 F-22 或 F/A-18E/F 类型的后掠式进气道的优势。由于减少了重量（约 300 磅），DSI 可以使飞机具有更好的性能；同时 DSI 还减少了生产和操作费用——通过取消复杂部件，每架飞机可以节省 50 万美元的费用，效益相当明显。工程师们为了保持技术领先地位而在此期间申请了 2 项美国技术专利，并在 1998 年获得批准。
全尺寸 F-16 飞行试验
几乎在 DSI 被洛•马 JSF 设计采用的同时，工程师就明白它会被认为比 F-22 的后掠式进气道具有更高的风险，为此他们改装了 1 架 F-16 进行 DSI 验证来降低技术风险。F-16 的模块化进气道设计使得它可以装上 DSI 模块而无需对前机身和中机身进行重大改造。根据现有的 F-16 进气道设计，新的进气道模块将成为前机身的组成部分，从其前缘开始直到前机身与中机身接合部和原进气道融合。压缩面被置于前机身座舱下方，不会影响前机身其它部分或舭线。扩压段前部进行了重新设计，在新的进气口和现有扩压段之间形成一个过渡。
F-16 DSI 验证机
F-16DSI 是在工作站上利用三维模型进行设计，其进气道则利用了 CFD 的成果，采用了与 JSF 相同的设计方案。进气道模块在洛•马的福特•沃斯航空工厂制造，安装在 1 架生产型 F-16 上，并在该地进行了试飞。
当 DSI 安装在 1 架 Block 30 批次的 F-16 上进行了高度成功的验证试飞时，它才真正从概念成为了现实。试飞程序包括 12 次试飞，在 1996 年 12 月的 9 天内完成。首次试飞重在确定飞行包线和功能检测。其它的试飞则重在验证进气道性能特点，包括在水平和机动飞行中快速移动油门位置以确定进气道和发动机之间的相容性。
F-16 的进气道改装过程
飞行试验覆盖了 F-16 的整个飞行包线，并达到了最大速度 M2.0。改装机的飞行品质在所有的迎角和侧滑角条件下，都非常接近生产型 F-16。洛•马试飞员进行了 2 次飞行中发动机重新启动和 164 次加力点火，没有发生故障。其中 52 次加力点火是在高难度机动中进行的。在整个试飞中没有发生发动机失速和异常现象。
新的进气道显示其亚音速性能特别是剩余功率方面略优于生产型进气道，证明取消附面层隔道对整个系统是有益的。试飞员表示，军用推力状态和推力特性和安装通用电气 F110-GE-129 发动机的标准型 F-16 非常相似。考虑到整个试飞计划的目的是验证这种先进进气道技术的生命力，这个结果是非常令人满意的。
F-16 的试飞验证了进气道的气动性能，而洛•马的 JSF 原型机 X-35 也对此进行了验证试飞。结果表明，根据 CFD 分析作出的性能分析和进气道气流稳定性预测与现实世界中的情况是吻合的。
DSI 在 JSF 设计中的应用
在 STOVL 型 JSF 上采用的轴驱动升力风扇要求使用分叉式进气道。X-35 基本上原版照搬了 F-16 前机身下表面的进气道设计，只是把它转了 90 度移到机身两侧。进气道整流罩相对于鼓包是中线对称的。为了布置升力风扇，分叉式扩压段明显向外偏移。在原型机上，自升力风扇后到发动机进气道导向叶片前有一块隔板将左右侧进气道分隔。在升力风扇后的扩压段则不再弯曲。根据 CFD 研究结果，在设计冻结之前，进气道进行了改进设计。为此在阿诺德工程发展中心（AEDC）的 16 英尺超音速风洞中进行了高速吹风试验，在模拟的发动机压气机平面处测量其气动特性。试验马赫数最大达到了 M1.5，取得了超过 16,000 个测试点数据。结果表明，所有的进气道性能要求都已达到或超过。
这里可以清楚地看到 F-35 的 DSI 进气口，边界层被鼓包从中间“破开”，被迫向鼓包的两侧分开，最后从后缩的进气口唇口和机身连接处泄放
2000 年 10 月 X-35 开始进行试飞。常规起降构形（CTOL）的一个主要试飞目标是确定整个飞行包线内发动机/进气道的相容性。