在承接印度“光辉”战斗机的气动设计时，达索将传统的直前缘大三角翼改成硬S前缘的大三角翼，这是瑞典萨伯SA-35“龙”式战斗机开始的双三角翼的进一步发展。

双三角翼的内段为大后掠，在高速飞行时减小阻力，在大迎角机动时起到一点边条涡升力的作用；外段后掠角减小，改善中空中速机动性和起落性。从双三角翼改为硬S三角翼后，后掠较小的内段相当于强化的大边条，在大迎角的时候强化涡升力作用，或者说起到近似固定鸭翼的作用，改善机动性。

NGF采用了与“光辉”有明显血缘的硬S大三角翼，不过是截梢的。但说达索发明了硬S三角翼也不尽准确，1982年首飞的美国通用动力F-16XL已经采用硬S三角翼了，这是与F-15E竞争的战斗轰炸机，各方面性能优秀，但由于不完全是技术方面的原因而落选了。

NGF的略带前掠的后缘没有太大的特别，这主要是隐身的考虑，至少把从左翼尖到右翼尖的长直后缘分解成两个角度不同的较短后缘，减少后向雷达特征。BAe“暴风”那样大锯齿后缘的隐身更好，但不仅翼面积有所损失，锯齿后缘还导致复杂的展向流动，机翼的气动效率受到损失。

苏-57不是无尾三角翼，而是有尾的，但机翼形状也可看作截梢的硬S三角翼。最特别的是，苏-57的小后掠内段带有可动前缘，这相当于可动边条，可以近似为全动鸭翼了，气动控制效率大大提高。可动边条还用柔性蒙皮，所以没有常见的接缝，改善了局部隐身，对平顺局部气流流动也有显著作用。貌似加莱特的进气口因此从翼根前缘后退，不再是真正的加莱特进气口，而是类似F-18E的伪加莱特进气口。空客想象图上进气口同样后退，硬S三角翼内段与机体之间有缝隙，应该代表了采用可动边条。NGF模型上没有这样的缝隙，而且机翼前缘内段与进气口上唇融合，使得进气口上唇前方的可动边条不再可能。

说起来，超音速进气口的设计不简单。在超音速飞行时，发动机的进气依然需要减速到M0.5-0.6才能有效工作。减速也产生增压，帮助发动机提高效率。另外，激波锋面像刀尖一样锋利，进气道内一般不应该有激波。因此，超音速进气口设计要做到两点：

1、把进气口的气流速度降低到音速以下

2、用激波锋面“盖住”进气口，减少进气道内高压气流从唇口的溢出流失

超音速气流的减速是通过激波实现的，激波锋面可看作无形的纱窗。与气流方向垂直的激波称为正激波，成角度的称为斜激波。正激波的减速作用最显著，阻力也最大。斜激波的阻力减小，减速作用也削弱；角度越大，阻力越小，减速作用越弱。只要可能，进气口应该用几道不同角度的斜激波逐步减速，最后再用正激波减速到音速以下，在阻力和减速之间达到最优。这就是多波系进气口。一般有二波系、三波系、四波系。更高波系比较罕见，复杂性太高，但收益增加不再显著了。

这是常见的外激波进气口，还有内激波进气口。这是有意在进气口内部形成若干道激波，但激波之间互相拦截，既不造成对壁面的损害，又最大程度地减阻减速，还没有唇口溢出损失。不过内激波很难控制，很少有纯内激波进气口设计。

你F-22喷口是横着的，我就非得竖着

F-22……：那随便吧

F-16那样的皮托管进气口是正激波，但进气口前方的前机体产生的斜激波与皮托管联合作用，产生近似多波系的作用，这就是前机体的预压缩作用。F-15那样的楔形进气口不仅是多波系，还有可调上唇的帮助，进一步优化，但没有利用前机体的预压缩作用。

F-22那样的斜切菱形的加莱特进气口可以看作楔形进气口的进一步发展，而且利用了前机体的预压缩，但依然是多波系的。F-35不仅利用了前机体的预压缩，DSI（也称蚌式进气口，因为那个很有特色的像蚌壳一样的鼓包）进气口的鼓包曲面连续变化，可看作无穷多波系，还可能与唇口激波互相作用，形成外激波与内激波兼有的混合激波，因此进气效率比传统的多波系更高。

苏-57的进气口缩到可动边条后下方，可动边条才是激波控制的主要手段，因此只在外观上有点像加莱特，但在机理上是两回事，只能说是伪加莱特。

加莱特和DSI都是隐身战斗机上常见的进气口设计，但加莱特还是需要边界层分离隔道，影响隐身，也增加气动损失，但气动设计功力要求相对较低。DSI则相反，鼓包不仅是激波控制装置，还在动压作用下把边界层“剖开”、推出，不需要边界层分离隔道，气动损失小，隐身更好，但气动设计功力要求也较高，弄得不好可能搬起石头砸自己的脚。

加莱特在F-22上首先使用，除了苏-57采用伪加莱特，只有土耳其、韩国、印度的中四设计继续采用加莱特。在DSI方面，F-35首先采用，但在中国遍地开花，不仅歼-20、FC-31、歼-10B/C、“枭龙 Block 2”，连贵飞FTC-2000教练机都采用了。在西方，F-35之后的战斗机设计清一色采用DSI，不仅BAe“暴风”，波音、洛克希德、诺斯洛普的第五代战斗机想象图也都采用某种形式的DSI。