超音速隐形战斗机的进气道

F-22 采用了为马赫1.6速度优化的加莱特/双斜切乘波进气道，速度更高时性能显著下降，为保证发动机正常工作需以庞大复杂的放气系统排出紊乱的多余进气。

此图中的 37 即为 F-22 进气系统的高速放气门，既增加复杂性和重量，又侵蚀了本已颇为紧张的机内可用空间。复杂的附面层泄放系统亦令人皱眉。

体型短肥的 F-35 使用为高亚音速/跨音速性能优化的 DSI 进气道，具备不开加力以马赫 1.2 “跨巡” 130 海里的能力 (35A)，但最大平飞速度不超过马赫 1.6，且跨音速加速能力较 F-16C 明显退步 (气动布局 & 推重比问题，不是进气道的错)。

采用直接升力 STOVL 设计迫使波音 X-32 将发动机安装于重心位置，也就只能使用 “血盆大口” 般的短直型 DSI 进气道，靠雷达阻塞器屏蔽发动机风扇叶片。短而直的进气道对超音速总压恢复不利，大腹便便的体型对降低超音速阻力无益，X-32 的最大平飞速度只有马赫 1.4。

此前认为的 J-20 验证机阶段可调 DSI 是模糊照片造成的错觉，被当作向前伸出的激波发生器的其实是进气道保护塞.

但从原型机进气道侧面的多余进气泄放系统来看，J-20 似乎依靠鼓包与唇口激波相互作用，实现了显著优于此前各型 DSI 进气系统的速度适应性，较高马赫数时的总压恢复将颇为出色。

超音速隐形战斗机设计方案中进气道技术难度最大的非 YF-23A “黑寡妇” II 莫属，其翼下进气口方案导致进气道长径比(L/D)较小，易于增加总压损失及造成进气畸变。身材惹火的 “黑寡妇” 果然不是省油的灯…

由此便不难理解为何同样采用翼下进气口的 T-50 PAK FA 并未模仿 YF-23A 进气方案，而是使用了加莱特版的 “侧卫” 进气道。

粽子虽然很悲催，进气道的隐形性能表现却比 T-50 强 N 倍。

注意 T-50 进气道两侧的附面层泄放系统以及腹面的辅助进气口，全部与雷达隐形设计的基本规则背道而驰。

F-22 采用长径比 6 的蛇形进气道，实现了对发动机风扇叶片的有效屏蔽，马赫 1.6 时总压恢复和进气平顺性亦较为出色，但速度适应范围较为狭窄。

J-20 体型较大，内部空间相对充裕，弹舱尺寸超过 F-22，蛇形进气道长径比可能接近 7，有利于提高进气质量。