摘要：在低空经济发展和“双碳”目标的战略背景下，分布式推进（Distributed Propulsion, DP）技术通过多推进器与机翼（机身）的协同设计，显著提升航空器总体性能，已成为先进航空器的重要发展方向之一。然而，推进器与机翼之间存在复杂的耦合流动机理，且其设计与优化问题涉及高维、多目标与多学科耦合等特性，因而面临诸多挑战。本文梳理了分布式推进技术的基本概念与发展脉络，聚焦于气动设计与优化研究进展。在气动设计方面，从风洞试验与数值模拟两方面归纳了推进器-机翼之间的耦合流动机理及其所带来的气动性能增益；在优化研究方面，从部件级优化与总体概念设计两个层面综述了相关研究进展。最后，在总结已有研究内容的基础上，归纳了分布式推进技术面临的问题，并对未来发展方向进行了展望，以期为后续研究提供参考。
一、分布式推进（DP）技术概述
当前航空已成为全球竞争最激烈的领域之一，从先进战斗机的研发到民航客机的市场份额争夺，各个国家与制造商均不断投入巨资，以期在技术革新和运营成本上取得领先优势。动力推进装置是航空器的心脏，对航空飞行器的性能与效率起决定性作用。从最初的活塞发动机到燃气涡轮发动机，再到目前已成研究热点的电动机，动力推进装置的每一次进步都推动着航空技术向前发展。传统的燃油航空发动机在运营过程中会产生高额燃油成本、大量的碳排放、其他污染颗粒物和噪声。世界航空运输行动小组（Air Transport Action Group, ATAG）计划实现到2050年全球航空业二氧化碳排放量比2005年减少一半的目标，在此基础上再过十年左右达到净零碳排放。在此背景下，能够有效整合并实现上述多个目标的分布式推进技术成为了未来先进航空器设计的革命性方案之一。
DP并非全新概念，相关尝试可追溯至20世纪30年代。然而，传统的燃油推进系统受限于其固有的尺度依赖性（Scale Dependence）——当燃油发动机尺寸缩小时，其功重比、效率和可靠性均会显著降低。相比之下，电动机表现出尺度独立性（Scale Independence），能够在缩放过程中保持较高的效率而不会出现明显衰减。这一特性使得将多个小型电推进单元安装于传统内燃机无法布置的位置成为可能，从而为航空器推进系统的构型赋予新的设计自由度。因此，现有大部分应用DP技术的航空器均选择混合电动或全电驱动方案。
DP航空器的核心目标在于增强推进器与机体结构（尤其是机翼和机身）之间有利的气动耦合作用。根据气动-推进耦合原理与推进器布局位置不同，可将DP航空器分为两大类：第一类为推进器与机身/机翼融合构型，其工作原理为边界层抽吸效应（Boundary Layer Ingestion, BLI）；第二类为高升力DP系统，其设计特征是在机翼四周沿展向布置多个小型螺旋桨，构成高升力推进系统，利用螺旋桨滑流对机翼绕流进行主动控制，通常称为吹升力（Blown Lift, BL）效应。本文研究重点集中于高升力DP技术。
二、分布式推进（DP）技术的发展脉络
2.1 DP概念的定义与演进
自DP概念提出后，其定义一直较为模糊。Gohardani等总结了历史上应用DP概念的航空器，并基于前期研究给出了更为精确的定义。综合现有文献表述，可从以下四方面对DP概念进行定义：（1）DP主要应用于亚音速固定翼航空器，其推进系统由三个或三个以上的推进单元构成；（2）不同航空器的推进单元有着不同的阵列位置、布局位置、推进数量和推重比等；（3）如果总推力分布可以覆盖机身指定区域，则可仅需要一个推进单元，否则总推力需通过三个或更多推进单元实现尾流分散影响；（4）除了提供推进性能外，分布式推进系统还需提供其他额外功能。总体来说，DP是由多个（不少于三个）推进器组成的推进系统，为航空器提供推进力或其他性能增益。
2.2 早期探索与里程碑
早在1929年，首款应用DP技术的水上飞机“Dornier Do X”成功首飞，该机在机翼吸力面上方支撑结构中沿展向安装12台活塞发动机。为追求长航程与大运载能力，Howard Hughes于1947年建造并试飞了H-4 Hercules，在机翼前缘布置了8台活塞发动机。20世纪50年代，英国DH.106运输机将四台涡轮喷气发动机紧凑地分组布置于两个嵌入机翼的短舱内，有效降低了空气阻力。20世纪60年代，美国贝尔公司研制了Bell D-2127（X-22），在前后两片机翼端部分别布置4台独立的倾转涵道发动机，成为早期将DP技术、推力矢量控制和推进增升耦合在一起的代表性试验航空器。
2.3 电推进时代的DP技术转折
传统燃油发动机驱动的DP技术存在明显局限。为此，全球多家高校与研究机构开始探索太阳能、电能、氢能等新能源在DP技术中的应用潜力。NASA于1998年底试飞了“Centurion”太阳能航空器，采用超大展弦比机翼并沿机翼展向布置14个螺旋桨。2002年，波音公司提出了一种翼身融合DP构型，与NASA“N3-X”概念航空器类似。2010年，美国航空研究任务理事会展望了DEP与DHEP技术在航空领域的应用前景，计划到2025年实现应用该技术的航空器噪声降低71 dB、燃油消耗量减少70%以及碳氧化物排放量减少75%。
基于前期可行性试验，一系列关于DEP/DHEP航空器项目相继启动。其中，在机翼前缘布置多台螺旋桨的DP构型凭借技术路线较为清晰、技术储备足、推进系统安全性较高等优势，成为国内外研究的重点方向。应用高升力DP系统的代表性案例是NASA于2014年启动的“X-57”DEP验证机项目。2014至2025年，NASA每年均公开披露该项目在气动、控制、结构、热管理及总体设计等核心领域的研究成果。欧盟“Clean Sky 2”项目明确提出在2025-2035年加速新技术研发，核心目标是到2050年推动将全球现役飞机中的75%替换为采用DP技术的飞机。
在工业应用方面，Electra公司于2024年5月宣布其采用DHEP技术的短距起降验证机“EL-2 Goldfinch”完成首飞，起飞距离仅为46 m。同年年底，翊飞航空发布了DHEP超短距起降无人运输机“ES-1000”，最大起飞重量为4.5 t，最小起飞距离约100 m。
可以看出，DP技术的研究总体上呈现出三大趋势：从传统能源向新能源转变；从气动-推进分离设计到气动-推进耦合设计；从部件级探索逐步整合至系统级设计。
三、推进器-机翼气动耦合作用机制
DP系统气动特性的本质主要体现为推进器与机翼的气动耦合作用。高升力DP系统的增升机理在于推进器滑流增加机翼表面动压并改变机翼表面的环量分布。然而，不同的DP气动布局会导致DP系统气动与流体特性的显著差异，这种差异源于推进器滑流与机翼之间的相互作用，重构了推进器下游流场的轴向与周向速度场，进而引发DP系统的非线性气动特性。分布式螺旋桨的高动量滑流可贴附于机翼和襟翼表面流动，通过夹带边界层气流抑制分离，在需要高升力系数的起降阶段具有特殊工程价值。
3.1 DP系统试验研究
对DP系统中推进器与机翼气动耦合作用机制的研究主要有试验和数值模拟两类研究方法。“X-57”项目初期采用了一种特殊方案——将一套安装有多台电动机和螺旋桨的飞机机翼安装在一辆卡车上，通过在地面高速行驶来模拟低速飞行状态，该方案被称为LEAPTech（Leading Edge Asynchronous Propulsion Technology）。
自21世纪初至今，代尔夫特大学的Veldhuis教授团队长期致力于螺旋桨与机翼的气动耦合效应研究。当前DP系统风洞试验沿着两个方向展开：一是研究螺旋桨滑流旋涡与机翼之间的气动耦合作用，研究发现当滑流旋向与翼尖涡相反时可显著削弱翼尖涡强度，进而降低诱导阻力达17%-22%；二是针对爬升与短距起降工况，研究螺旋桨间距、安装位置以及襟翼偏转角度等关键几何参数对DP系统流场结构和气动性能的影响规律。常见的DP系统风洞试验多采用准三维（2.5D）模型布局，即在机翼周围安装三个可调位置与转向的推进器。
然而，风洞试验研究尚不充分。这体现在以下几个方面：（1）风洞试验中涡演变机制的揭示尚不充分；（2）试验覆盖的研究工况有限；（3）2.5D试验模型向全机推广的有效性存疑。
3.2 DP系统数值模拟研究
DP系统数值模拟采用的数值方法总体上可分为高、低保真度两类。高保真度方法适用于“部件级”的精细气动特性与流动机理研究，而低保真度更适用于“系统级”的航空器概念设计。
（1）高保真度数值模拟研究
在DP系统的高保真度数值模拟中，对分布式螺旋桨滑流的模拟主要可分为简化螺旋桨模型和实体螺旋桨模型。简化螺旋桨模型中，基于Reynolds-Averaged Navier-Stokes（RANS）方程的激励盘法（Actuator Disk Method, ADM）应用最为广泛，该方法通过在螺旋桨扫掠的盘状区域内引入动量源项，以时均方法模拟螺旋桨滑流对流场的影响。ADM忽略真实的叶片几何，因此计算成本低且网格划分较容易，但无法捕捉叶尖涡、桨叶表面流动分离以及非定常气动干扰等关键流动细节。
当需要高精度捕捉DP系统中复杂的三维流场结构时，可采用螺旋桨实体模型进行高保真CFD数值模拟。针对实体DP系统常用数值方法有旋转参考系法（Multi-Reference Frame, MRF）、滑移网格法（Sliding Mesh Method, SMM）和重叠网格法（Overset mesh）等。MRF方法通过将包含螺旋桨的局部计算域置于随螺旋桨一同旋转的非惯性参考系中，将物理上非定常的旋转问题转化为稳态求解问题。SMM则为非定常模拟方法，通过静止区域与旋转区域在交界面处的插值计算实现流场信息传递。Overset mesh则将螺旋桨网格与静止背景网格相互独立生成，在重叠区域通过插值算法完成数据传递。
MRF方法能够以较低计算成本求解螺旋桨性能，但本质上是对真实旋转非定常过程的稳态近似，难以准确捕捉桨叶相位连续变化过程中桨尖涡、尾迹演化以及滑流与机翼之间的非定常气动耦合作用。综合来看，MRF法更适用于研究初期的参数分析和航空器气动特性初步评估；而在需要精确模拟复杂瞬态流动现象时，应优先采用SMM和Overset mesh等非定常方法。
（2）DP系统的2.5D建模方法
DP系统中多推进器与机翼之间以及推进器相互之间的气动耦合，使其流场结构远较独立工作的推进器更为复杂。针对传统三维建模方法计算成本高昂的问题，近年来2.5D物理模型的数值模拟方法在DP系统中展现出显著优势。该方法通过施加周期性或对称边界条件，将无限展长机翼与周期性分布的螺旋桨阵列简化为一个代表性单元进行等效建模，既显著降低了计算成本，又能捕捉滑流与机翼间的三维气动耦合效应。
Cao等提出了一种基于2.5D物理模型的设计方法，采用ADM模拟滑流效应，结果表明该方法在滑流速度分布、压力梯度等流动特性及气动数据方面与三维模拟高度吻合，计算耗时降低了92.2%。Beckers等研究了高升力场景下分布式螺旋桨与机翼的气动耦合机制，发现气动耦合可使升力系数最大提升约63%，其中螺旋桨垂向位置对气动性能的敏感性最为显著。Russo等采用三种CFD求解器对2.5D DP模型流动特征进行交叉验证，发现不同求解器在气动特性预测方面较为一致。Ma等提出了一种基于2.5D涵道风扇-机翼单元的DP航空器概念设计与优化方法，实现了76.3%的悬停效率与10.7的巡航升阻比。
（3）DP系统快速计算方法
基于RANS方程的CFD模拟能够有效预测推进器与机翼之间的气动耦合作用，但在概念设计阶段需频繁迭代时仍难以满足实时性要求。目前应用最为广泛的快速计算方法是将叶素理论（Blade Element Theory, BET）与涡格法（Vortex Lattice Method, VLM）相结合。
Sheridan等系统阐述了采用VLM针对DP系统的气动计算过程。Patterson等提出了一种基于VLM与自由尾流特性的气动建模方法——分布式涡量单元法（Distributed Vorticity Element Method, DVE）。Baris和Landman通过风洞试验与VLM研究了无人机前缘DP系统的气动特性，结果显示VLM计算结果误差满足工程精度。成志勇等结合VLM与ADM开发了用于分析DP航空器气动耦合特性的快速方法，经粘性修正后与高保真CFD结果误差小于10%。Borer和Moore针对NASA“X-57”DEP验证机构建了结合VLM、BEMT与面元法的分析框架。
针对传统快速计算方法在精度上的局限性，研究人员提出了多种改进策略。Bohari等在结合VLM与BET方法的基础上采用改进算法对粘性和失速效应进行修正。Patterson等建立了基于点涡理论并经CFD数据校准的快速气动模型。Nederlof等提出了一种高效的螺旋桨-机翼气动相互作用快速数值模拟方法，整合了扩展的BEMT、滑流管模型和改进的VLM。Fei等提出了一种名为ROBIN的非定常VLM，通过引入自由涡环尾迹、涡核模型及载荷计算方式优化，显著提升了大迎角下螺旋桨非对称面内力与力矩的预测精度。
四、DP航空器优化设计
4.1 部件级优化设计
部件优化是DP系统设计过程的核心内容，其核心部件包括推进器、机翼、电动机和短舱等。DP系统的设计自由度远高于传统航空器——传统燃油驱动航空器的推进器布局、尺寸和数量等由于尺度依赖性，设计参数空间有限；而DP系统的设计参数更为灵活。
（1）分布式推进器布局优化
DP系统的布局优化设计主要包括推进器与机体之间的相对位置、推进器数量以及分布式螺旋桨的转向策略等。以单侧配备4个推进器的DP系统为例，其设计维度至少为24维，且各DP布局参数存在较强的耦合关系。
Pelz等指出与传统的单螺旋桨-机翼构型相比，分布式推进器的位置对机翼性能影响更显著，且分布式推进器越多推进效率就越高。Patterson等分析了螺旋桨数量、叶片数目及设计方法对气动性能影响，最终选择12个螺旋桨作为航空器的最低功率配置。Moore和Ning通过结合BET、VLM与梯度优化算法研究了DP系统对起飞性能的影响，结果表明采用8个螺旋桨布局并优化直径后，起飞距离可缩短至少80%，机翼升力系数提升2倍。杨伟等提出一种考虑滑流影响的DP系统优化方法，采用ADM模拟螺旋桨滑流并结合量子粒子群优化算法寻优，优化后起飞状态下升力系数提升了5.6%，阻力系数降低了13.9%。宋敏华等研究了分布式螺旋桨安装位置对DP飞机气动性能的影响，发现将螺旋桨向远离机翼方向移动可显著提升性能。
成志勇等采用VLM-ADT快速求解器研究了螺旋桨数量、旋转方向和间距对气动性能的影响。结果表明，随着螺旋桨数量增加，升阻比下降但总体效率提高；当螺旋桨数量不大于5时，同向旋转构型的升阻比大于反向旋转构型；当螺旋桨数量为7时，反向旋转构型的升阻比更大。分布式螺旋桨密集集中于翼尖时会同时增加升力和阻力，而将翼尖螺旋桨固定于翼尖、其余螺旋桨集中于机翼中心附近时具有增升减阻效果。
（2）部件外形优化
在DP系统优化设计中，处于滑流区的部件（尤其是下游机翼）几何外形优化也是研究重点。Kroo指出螺旋桨滑流对机翼优化设计的重要性，研究表明优化后的机翼构型可有效回收滑流中的旋转能量损失。
Chauhan等采用ADM方法以最小化巡航阻力为目标优化了机翼扭转角和翼型形状。Zhang等使用SMM计算单螺旋桨的轴向/切向速度与压力变化，以巡航状态阻力最小化为目标对机翼扭转角和翼型形状进行优化。徐家宽等采用基于RANS方程的MRF法对某型运输机机翼局部区域剖面翼型进行了考虑单螺旋桨滑流影响的研究。
在分布式螺旋桨滑流作用下的机翼优化研究中，王科雷等采用VLM结合低雷诺数修正方法与ADM快速评估了气动干扰，进而基于NSGA-II与反设计方法将机翼阻力降低约6.1%。薛臣等采用基于BET的螺旋桨反设计方法，以最大化升阻比为目标对诱导速度分布进行优化，优化后翼段升阻比提高了25.63%。Sun等提出了一种DP机翼的混合反设计方法，以弦向环量分布作为优化目标，基于薄翼型理论结合松弛尾涡格子法和CFD数据修正作为气动输入。
Wang等针对高空长航时太阳能无人机开展优化研究，采用MRF方法模拟分布式螺旋桨与机翼的相互作用，基于多岛遗传算法和Kriging模型进行单目标优化，使巡航状态升阻比提升21.08%。Cao等提出针对DEP飞机的2.5D高升力机翼设计方法，利用NSGA-II算法开展多目标优化以实现1°和6°迎角下的升力最大化。
（3）多物理场协同优化
除螺旋桨和机翼外，DP系统在部件优化设计中还面临螺旋桨滑流与电动机短舱之间的气动干扰以及短舱内电子系统的散热问题。Falck等的研究表明“X-57”的巡航电动机的余热传热能力限制了其最佳爬升率，短舱设计需在传热性能和气动性能之间权衡。Anibal等对X-57电动机短舱开展气动力-热耦合优化，通过外形优化在减阻的同时引入热传导与共轭传热模型作为约束。Ordaz采用基于离散伴随的优化方法对两种不同布局的分布式推进器进行了推力与功率分配优化。Kaiyoom等对翼上安装发动机布局开展了气动-推进耦合优化研究，发现耦合优化相比单独优化机翼和发动机可节省约3%的轴功率。
4.2 系统级设计
研究普遍指出，DP系统需从整机层面进行集成设计才能充分体现其优势与潜力。未来的先进航空器设计架构已不再是“机翼+机身+发动机”的简单组合，而是气动、推进、结构、控制、热管理和电气系统等多学科深度耦合的统一复杂系统。
（1）重量与尺寸设计
重量与尺寸设计是航空器系统级设计阶段的核心环节。DP航空器普遍采用DEP或DHEP系统，尽管多电系统会增加额外重量，但其带来的气动-推进耦合效应能够显著提升气动性能，由此可以减小机翼等主要部件的重量与尺寸。
电池参数是DP航空器重量与性能的关键瓶颈，电池能量密度需突破到400 W·h/kg才能实现实用航程（约322 km的短途场景）。Sahoo等提出一种混合储能系统（电池+超级电容）实现减重8.1%。Cinar等发现电机功重比从2.2 kW/kg提升至16 kW/kg时，整机航程提升51.8%。Vries等指出了平衡推进器数量与电缆重量之间关系的重要性。DP航空器所特有的辅助组件包括推进器分散导致电缆总体长度增加（重量占比达7%）、冷却电子系统的热管理系统和适配高压总线的功率器件等。
Sahoo等分析了“气动-推进”耦合效应下的大展弦比机翼（展弦比=12.5）与DP技术的适配性，结果表明机翼结构重量可降低15%。Vries等通过机翼前缘布置推进器以加速机翼表面动能，使升阻比提升6%，进而减少机翼面积并将翼载荷由3.6 kN/m²提升至5.5 kN/m²。Jimenez等的研究进一步指出，在并联混合DP构型中，DP所带来的气动收益在系统层面有效抵消了推进系统的重量惩罚，使最大起飞重量的增幅控制在约5%以内。
（2）概念设计
DP航空器概念设计以航空业“减排、降噪和降能耗”为背景，主要面向小型通用航空支线飞机。在概念设计阶段，气动-推进耦合效应仍是DP航空器的研究重点，其在升阻力方面的优势可直接提升航空器的航程与航时，改善起降性能。相关研究通常从任务需求出发，对DP航空器进行多学科仿真分析以及基于仿真结果对设计参数进行迭代优化。
DP航空器的概念设计过程通常采用多学科协同建模与分析方法，相关模型主要涵盖气动-推进模型、重量与尺寸模型、结构模型、动力学模型、任务分析模型、能量管理模型、电力系统模型和热管理系统模型。设计目标中的起飞总重量最小化是在任务剖面与载荷固定的条件下进行的，考虑的主要是飞机的结构重量、推进系统重量和燃油重量。
由于DP航空器在巡航阶段与起降阶段相较传统构型具有显著性能优势，其概念设计过程通常围绕这两个阶段展开迭代设计研究。巡航阶段的设计重点在于提升推进效率、提高升阻比并降低燃油与电能消耗；而起降阶段则侧重于起降速度和起飞总重量等参数。除了设计目标外，DP航空器概念设计还需满足多学科强耦合条件下的性能约束，主要包括气动性能约束、任务性能约束、重量与尺寸约束、结构强度约束、推进系统约束、几何约束、能源限制约束和动力学约束。
余雄庆团队以常规涡桨飞机加装分布式电动螺旋桨的概念方案为示例，将总体参数设计问题提炼为优化问题，应用基于代理模型的优化方法制定了优化流程。结果表明，优化后起飞滑跑距离小于100 m，着陆滑跑距离小于65 m，不到同类飞机的1/3。分布式螺旋桨安装在机翼下方且有一定倾斜角时有利于提高增升效果，但额外的分布式推进系统会导致空机质量增加。
五、挑战与展望
5.1 气动设计与流动机理方面
现有用于模拟螺旋桨滑流效应的方法在DP系统中的适用性有待进一步验证。MRF法将真实旋转滑流简化为某一固定相位下的准定常流场；ADM则忽略真实叶片几何，其计算精度依赖于输入二维翼型气动数据的准确性。与孤立螺旋桨-机翼构型相比，DP系统中螺旋桨尾迹涡与机翼之间的相互作用在不同布局及运行工况下的气动特性有明显差异。现有研究大多仍参考孤立螺旋桨或孤立螺旋桨-机翼构型的数据进行验证，针对DP系统的高可信度且工况覆盖充分的试验数据较少。
分布式螺旋桨-机翼构型的流动机理研究仍显不足，尤其在螺旋桨尾迹涡与机翼流场相互作用的瞬态演化过程方面缺乏理论分析与深入研究。对于此类复杂非定常流动，分离涡模拟或大涡模拟等高保真数值方法在捕捉瞬态涡结构及揭示其与机翼边界层相互作用机制方面通常更具优势。
低保真度快速计算方法的修正是DP技术研究的热点。现有方法存在若干局限：传统方法多将螺旋桨与机翼分开建模再通过诱导速度叠加实现相互作用，本质仍属于单向或弱耦合分析；常用的低保真度势流方法本身忽略粘性、流动分离及复杂湍结构，在高升力构型和大迎角工况下预测精度受限；DP系统中螺旋桨常处于倾斜入流、安装角偏置或机体干扰条件下，传统模型对此类非对称载荷的预测能力有限。
小尺寸DP系统风洞试验结果能否有效外推至全尺寸模型仍不明确。DP系统通常在低雷诺数、易转捩的流动区间内运行，而风洞缩比模型与全尺寸模型往往难以满足严格的雷诺数相似。
5.2 优化设计研究方面
DP部件级优化设计需同时应对高维变量与强耦合关系所带来的挑战。推进器数量、尺寸、相对位置、安装角、转向策略以及机翼外形等参数共同构成了典型的高维离散-连续混合设计空间，且变量之间存在非线性耦合关系。当前多数研究仍以局部变量优化为主，对变量间耦合机理、关键敏感性参数及其跨部件传递规律的认识仍不清晰。
在热管理方面，短舱内部电机、功率电子器件及相关附件高度集成布置，热源分散且散热通道受限。尤其在起飞、爬升等高功率工况下，瞬态温升易引发超温风险，从而限制系统功率释放能力。未来研究应围绕短舱内部热源布局、冷却通道构型、进排气路径、散热器参数及短舱外形等关键设计变量建立热-流-结构耦合分析模型。
DP航空器概念设计的核心问题在于如何平衡“收益-代价”之间的关系。当前缺乏统一的评价标准来量化气动收益、推进收益、控制冗余收益、重量代价、能量代价、结构代价等因素，使得不同研究结论难以直接比较。
5.3 未来发展趋势展望
展望未来，DP技术将在以下几个方向持续发展：
第一，多保真度气动分析方法的深度融合。高保真度CFD方法将继续在揭示复杂流动机理方面发挥不可替代的作用，而低保真度方法将通过双向迭代耦合框架、粘性修正、非定常模型引入等手段不断提升预测精度。中保真度方法作为连接高、低保真度方法的桥梁，将在概念设计阶段发挥越来越重要的作用。同时，人工智能和机器学习技术有望在代理模型构建、流场预测和设计空间探索等方面为DP气动分析提供新的范式。
第二，多学科耦合优化的系统化推进。DP航空器的设计将不再局限于气动-推进耦合，而是向气动-结构-热-控制-能源等多学科深度耦合的方向发展。伴随优化方法、离散伴随方法、多目标优化算法等先进优化工具的应用，将为DP系统的高效设计提供有力支撑。已有研究表明，在考虑气动-推进效应的情况下，优化构型可使最大起飞重量减少15.3%、机翼面积减少45%、能耗降低23.8%。
第三，面向典型任务剖面的净收益评估框架构建。后续研究应建立将航程、航时、起降距离、能耗、系统重量、推进效率、控制与热管理代价纳入同一框架的净收益评估模型。Pelz等构建的面向推进器数量优化的约束优化框架揭示了推进效率收益与重量代价、喷流动能损失之间的权衡关系，为构建DP航空器概念设计评价模型提供了理论基础。
第四，新能源与DP技术的深度耦合。随着电池能量密度的持续提升（从当前约250 W·h/kg向400 W·h/kg乃至更高目标迈进）、电机功重比的不断突破以及氢燃料电池技术的逐步成熟，DP航空器的航程和有效载荷能力将得到根本性改善。氢电-锂电混合推进系统等新方案的探索将为DP技术开辟更广阔的应用空间。
第五，飞行验证与工程化应用的加速推进。从NASA“X-57”到Electra“EL-2 Goldfinch”，从国内翊飞航空“ES-1000”到各类eVTOL构型，DP技术正从概念验证阶段加速迈向工程应用。随着低空经济的蓬勃发展，DP技术将在短距起降、城市空中交通、支线物流等场景中率先实现规模化应用。
本文系统梳理了高升力分布式推进航空器的气动与优化设计研究进展。DP技术经历了从燃油驱动到电驱动、从气动-推进分离到一体化耦合设计的发展历程，其核心在于通过推进器与机翼的气动耦合作用实现升力增强与效率提升。在气动设计方面，风洞试验与数值模拟（涵盖高保真CFD、2.5D建模及快速计算方法）已取得显著进展，但在流动机理揭示、尺度外推和模型验证方面仍存在不足。在优化设计方面，部件级优化已从单一变量优化向多部件耦合、多物理场协同的方向发展，系统级设计则初步形成了多学科耦合建模与优化分析框架。未来，DP技术将在多保真度分析方法融合、多学科协同优化、净收益评估框架构建以及工程化应用等方面持续突破，为低空经济与绿色航空发展提供关键技术支撑。
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