提到“蚌式”进气，我们要先了解一个概念：附面层。
水、空气或其它低粘滞性流体沿固体表面流动或固体在流体中运动时，在高雷诺数情况下，附于固体表面的一层流体称为边界层。
空气流过物体时, 由于物体表面不是绝对光滑的, 加之空气具有粘性, 所以, 紧贴物体表面的一层空气受到阻滞, 流速减小为零。这层流速为零的空气又通过粘性作用影响上一层空气的流动, 使上层空气流速减小。如此一层影响一层，在紧贴物体表面的地方，就出现了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气，通常将这一薄层空气称为附面层。
边界层内的流速沿垂直于运动方向连续变化,该速度连续下降直到边界上流体质点相对静止为止。
空气流过飞机机身时会产生类似乱流的低能量紊流层，这股乱流一旦进入了发动机，就会影响发动机工作效率，因为进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4，对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。
设计师凯利•约翰逊在他的自传《我怎样设计飞机》中得意地说“发动机尽管效率很高，我向普•惠公司的朋友开玩笑说，发动机只提供了飞行所需推力的17%，而我们自己的进气道和喷管提供了余下的部分”。约翰逊的话当然是对的，确切地说，SR-71的进气道在减去了外壁来流压力和激波损失后的正向压差推力占推进系统总推力的56%。可见进气道对高超音速飞机的发动机影响之大。
因此战斗机进气道设计必须考虑到低能量空气层的影响。以前解决这个问题的方案是采用附面层隔道设计，即我们常见的在进气道和机身之间设置窄槽。
简单地说就是，机身表面和压缩斜面间会产生附面层紊流，而这个紊流会造成气流畸变，因此必须要用个装置把它隔开，这就是歼十进气道不能紧贴机身的原因。其实不光歼10，国外的很多军机都是这样设计的。
另外一种去除附面层的方法就是增加小孔进一步吸除附面层。
当然，进气道设计除了附面层以外，另外一个至关重要而且更难得多的考虑是超音速时的激波，当然这就是另一个问题了。
言归正传，随着科技的发展，洛.马公司在1990年就提出了新的超音速进气道概念，取消附面层隔离板、放气系统及旁通系统等，可以减轻300磅的重量。即现在的DSI（“蚌”式）进气道。 我国也随后掌握了该技术，从“枭龙”04号机到歼十B，可谓是遍地开花。
从上图可以看到F-35的DSI进气口，边界层被鼓包从中间分开，被迫流向两侧，最后从唇口与机身处泄放。
与常规进气道相比，DSI取消了附面隔层，大大减轻了重量。总压恢复系数是进气道的重要指标，总压恢复系数下降1%，发动机推力下降1.1%～1.6%。DSI有利于提高进气道的总压恢复系数，提高发动机实际推力。DSI的另一大优点是取消了附面层隔道这个大的雷达反射源，明显降低了RCS。此外，DSI能够减低成本，提高可靠性。
另外，有些飞机虽像“蚌式”进气，如幻影2000飞机等，其实是调节锥，类似于我军歼七飞机，和“蚌式”有本质的不同，区别主要是DSI的鼓包是长在机身上，无缝；而激波锥和机身之间有缝隙。
目前对DSI进气道也存在不少的争议，并非包打天下，主要是在高速性能的影响，动力系统匹配和飞机的使用条件及需求也有很大关系，稍微计算不足，将适得其反。如美军F22上的进气道采用的便是“双斜切乘波进气道”或“斜切二元进气道”，并没有采用DSI进气道，有兴趣的话，可以研究。但对高速性能的质疑，相信在大推力发动机的列装，这个问题将会微不足道。
最后再回到歼20，据传其“蚌式”进气道鼓包处可以变形，如下图红圈，但尚未有官方正式证实，如果真如此，根据“蚌式”进气复杂的气动性和计算要求，只能说明我国军工在该领域的研究已达到了顶尖技术。
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