维普资讯 http://www.cqvip.com 第２８卷第４期 宇 航 学 报 Ｖｏ１．２８ Ｎｏ．４ ２００７年７月 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｓ￣ｏｎａｕｆｉｃｓ Ｊｕｌｙ ２００７ 飞行器结构智能化研究及其发展趋势 杜善义， 张博明 （哈尔滨工业大学， 哈尔滨１５００８０） 摘 要：智能化是飞行器结构发展的重要趋势，文中介绍了飞行器结构的智能化需求及其发展状况。阐述了 飞行器的典型结构健康监测方法及其技术特征，讨论了飞行器主动变形结构的实现方法与途径，结合国内外研究 情况，指出了飞行器结构智能化的可实现前景。 关键词：智能化；飞行器结构；健康监测；主动变形 中图分类号：Ｖ４１４ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００—１３２８（２００７）０４—０７７３—０６ ０引言 根据飞行状况和结构承受载荷，依靠机翼自身的扭 转、弯曲等变形形式改变翼形，从而得到最佳的气动 现代飞行器向着多功能、高机动、高可靠等方向 特性。同常规的操纵面比，自适应翼面在减轻重量、 发展，具有自诊断、自修复、自适应功能的智能化飞 降低临界载荷、改善雷达散射截面以及尽可能增大 行器结构技术备受重视。同时，随着智能材料与结 升阻比等方面存在着很大的优势和潜力。结构主动 构技术的发展与进步及其在飞行器结构中的应用， 变形技术应用到导弹中，通过将导弹弹翼与可主动 智能化已成为飞行器结构发展的重要趋势。而结构 变形元件相集成，使其可以按照预先设定的程序作 健康监测（ＳＨＭ）和自适应主动变形是实现飞行器结 随机的小范围变形以调整飞行速度与飞行姿态，从 构智能化的两个重要方面，也是智能材料与结构技 而提高机动力与突防能力，使目标导弹的飞行位置 术应用的最重要体现。 与飞行速度进行拦截的导弹失效，使导弹末段攻击 飞行器结构健康监测是整个飞行器状态监测的 的动能和毁伤效能最大化。 关键部分，其目标是识别结构的动静态载荷与表征 许多国家和著名的研究机构已经开始了一些飞 结构的退化程度 ］。对于多次使用的飞行器，传统 行器结构智能化相关研究，这不仅是发展趋势，也是 的离线检测方法主要根据材料退化、操作历史及在 实现飞行器结构创新的需求。如“智能翼”计 飞行剖面图中的预期扰动的静态分析，以此为基础 划 、ＳＡＭＰＳＯＮ计划 等针对飞行器机翼和进气 制定一系列严格的检查与维护制度以保证飞行器的 道变形的研究，已经成功实施并具备了智能化的技 适航状态。但是，传统的分析方法无法铨释个体飞 术基础，一些针对改变民用发动机喷口形状来降低 行器的健康状况。实际结构中的初始裂纹相对于离 噪音和提高发动机效率的研究正在积极开展 。美 线检测手段来说较小而难以准确测定，在很多情况 国１９９８年开始为期六年的ＮＡＳＡ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｍｏｒｐｈｙｉｎｇ 下关键结构经常包围或者被掩埋在其它结构当中， 计划，目标是利用主动材料技术开发智能器件以实 难以进行检查。因此，为了达到单个飞行器事故预 现自适应飞行，在提高飞行效率和降低飞行成本方 防的要求，就必须对单个飞行器的关键部件进行在 面取得性的进步。该计划将利用光纤传感器对 线的健康状况监测与评价。采用ＳＨＭ系统可以大 复合材料结构进行健康监测作为重要研究内容之 幅度提高检查与维护的有效性并可以实现在线维 一，以期实现利用多功能光纤传感器监测应变、温度 护，为减少维护成本、提高适航性能与飞行器可靠性 和化学成分，从而实现复合材料及其结构制备工艺 带来性技术突破。 如固化工艺开始直到服役结束的全寿命监测。美国 可主动变形的自适应翼面采用智能结构技术， 空军实验室（ＡＦＲＬ）本世纪初发布了名为：“Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ 收稿日期：２００７．０３．３０； 修回日期：２００７．０５．１１ 维普资讯 http://www.cqvip.com ７７４ 宇航学报 第２８卷 Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ Ｏｆ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｖｅｈｉｃｌｅｓ （ＳＨＭＡＡＶ）”的项目，由波音与洛马公司承担。项目 的目标是发展健康监测技术，实现自动探测撞击损 伤、粘结层完整性、机身与热防护结构裂纹。项目开 发的集成健康管理系统主要应用于Ｆ／Ａ一２２与Ｆ一 ３５上。ＮＡＳＡ于２００１年出台了一个称为２ｌ世纪新 航空飞行器的“变形”飞机计划。这种飞机能够像鸟 儿一样，所有的外表面都能敏感地感受外界的气压 条件变化。对这些变化的反应能够直接传导给操纵 系统，然后，飞机就能够像鸟儿的肌肉一样改变成最 适合的形状适应环境。预计２０３０年，这种想法能成 为现实¨ 。 国内从事智能材料与结构研究的单位主要有重 庆大学、武工大、南航、北航、哈工大及其他研究院所 等。主要的工作包括概念的演示验证、基本材料及 结构的研制及初步应用。面临的主要问题是如何将 智能材料与结构技术所具备的巨大潜力转化为具体 工程应用。由于飞行器本身材料与结构复杂，服役 环境随其速度提高和功能增加日趋恶劣，因此，结构 智能化比起水利、土木、建筑等结构要困难得多，从 概念上是可行的，但技术上尚需进行许多研究和储 备方可实现。 本文所阐述的飞行器结构的智能化主要包括以下 两个方面，即结构健康监测与结构自适应主动变形。 １ 空天飞行器结构健康监测技术研究 飞行器服役环境多变恶劣的一个重要特征是高 温或超高温，这特别是在超高速飞行和再入时更加 突出，在这种环境下，材料与性能演化的实时监控以 避免飞行器结构热损毁甚为重要。因此，发展高速 可重复使用航天运载飞行器的结构健康监测技术， 连续实时监测结构失效预兆并作出及时评价，就成 为保障飞行器安全服役的关键。 为了实现热防护系统失效机理分析，首先需要 针对其典型的结构，建立防热系统结构的分析模型， 然后分析这个结构系统在典型的服役载荷下的响 应。服役载荷环境的不明确将会影响对结构的设 计、分析、评价，因此必须对服役载荷环境进行分析， 得到等效于真实服役环境的典型载荷。结构在热、 力等典型外界环境下的响应是进行失效机理分析的 基础，需要建立各种典型服役条件下结构响应与载 荷的关联模型，实现对典型构件的热力耦合优化设 计、分析 ］。同时，需要建立适合大尺寸、低热导 率、复杂隔热结构板件的专用有效热导率测量设备， 实现热导率、热阻的精确测量。哈工大建立高真空 平板石墨炉设备，实现了高温（１０００℃）、真空环境高 温绝热材料隔热性能的实验测试与理论分析 ；建 立了基于石英灯阵列力热联合加载设备，可以实现 对结构的瞬态热试验，模拟再入环境中热变形的准 确测量，还建立了基于压电传感器的热防护系统检 测方法。 为了实现结构减重，国内外的飞行器常采用复 合材料储箱，影响此类复合材料结构有效性能的主 要因素包括高低温交变环境、多次重复内压加载与 振动疲劳载荷，有效性能演化的实质是复合材料结 构内部微结构的演化造成了宏观性能的变化。储箱 是内部承载的复合材料结构，准静态压力下的模拟 分析可以得到储箱的应力分布。静压破坏模拟能够 分析出储箱在载荷工况下的应力、变形，随着载荷的 增加，当局部某处的所有纤维均超过临界值时，此时 的载荷为破坏载荷。金属内衬的变形失稳分析主要 利用有限元分析两种不同材料的脱粘、内衬向内侧 的屈曲。对于复合材料储箱模拟的试验验证，可以 采用应变片、光栅传感器、干涉型光纤传感器分别粘 贴在结构局部表面、内衬与复合材料界面以及储箱 环向周线等位置，实现各部位变形的全面测量 。 结构健康监测硬件系统的设计方案是结构健康 监测的重要内容，其中包括威胁的分类、威胁的来 源、影响的范围、可能造成的灾难性后果以及失效征 兆，针对失效征兆监测的目标，提出传感器系统的概 念设计，包括传感参量、测量精度、动态范围、数据传 输方式、重量、能源需求等，并完成对主要传感 器的基本性能测定试验。损伤监测作为结构健康监 测的基础，长期以来一直都是一个非常活跃的研究 领域，检测的方法在数量上很多，但是从技术上可以 分为基于实验信号处理的方法和基于真实物理状态 分析的方法，（从策略上可以分为对比法和非对比 法）。基于试验信号处理的损伤检测方法不需要识 别结构的动态参数，它是通过对比损伤结构与未损 伤结构的响应信号、或者响应信号的某种特征参数 来识别损伤。当然直接测量到的动态响应参数要经 过处理才能提取到有用的特征参数，总体上可以归 维普资讯 http://www.cqvip.com 第４期 杜善义等：飞行器结构智能化研究及其发展趋势 ７７５ 为两类 ，一类是在时间域上，对响应信号进行分 析。一类是求取信号的非时域特征，如信号峰值、能 量积分，通过比较这些值识别结构的损伤。从监测 技术上讲可以分为被动监测和主动检测两大类型。 被动监测是不对结构进行任何扰动，只对结构在载 荷作用下的各种响应进行测量；而主动监测的基本 思想是：从作动器发送诊断波，诊断波经过损伤区域 后被调制，然后到达信号接收端或传感器，这样诊断 波就可以提供损伤引起的系统信息的改变，这个变 化可以通过与基准信号的比较得到。为了实现多级 别损伤的健康监测，从监测方式是来讲既需要被动 方式的，又需要主动方式的。根据对热防护系统与 燃料储箱行为的认识，哈工大复合材料与结构研究 所建立了采用光纤传感器和压电传感器以及被动、 主动相结合的监测方案，针对的失效征兆主要为局 部温度过高（或升温过快）、局部应变过大（或应变梯 度过大）、结构整体变形异常、结构声发射异常、结构 内部弹性波传输异常等 。 国外这方面的研究工作代表单位包括斯坦福大 学、美国的空军研究实验室以及代顿大学研究所等， 他们的研究对象基本上以支架结构的盖板式碳一碳 防热结构为样件，利用压电陶瓷传感器进行健康监 测。斯坦福大学的Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ及Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ“ ” 提出了一种嵌入式的、分级的监测思想，基于波的能 量衰减建立了热防护系统螺栓松动的检测分析方 法。美国空军实验室的Ｍａｒｋ Ｄｅｒｒｉｓｏ［１。’ 利用结构 的振动特性和模态进行频率响应分析，用频率间隔 作为结构健康监测的分类特性来检测螺栓松动失 效。应用光纤传感器监测航天防热结构也是目前的 研究热点之一，这方面也取得了一些进展 。。 ，如 ＥＳＡ（欧洲航天局）利用高速高压氧气燃烧技术试验 验证了将光纤传感器埋入金属材料后承受极端热环 境的可能性，为应用光纤传感器监测航天防热结构 打下了基础。 ２主动变形结构设计与实现方法 飞行翼是自适应主动变形技术主要应用的结构 部位之一，目前大多数飞机都采用缝翼和襟翼方式， 通过机械装置增大翼面积或增加机翼弯度，为飞机提 供更多的升力，但是这种机械运动的襟翼和缝翼笨 重、复杂、效率低下。要实现飞行器某个结构在飞行 中形状的改变，继续使用传统的控制驱动系统，将会 使结构变得更加复杂、有些甚至根本无法实现。飞行 器中任何一个结构都只具有有限的空间和额定的重 量，任何附加的结构对飞行器都是不利的。新型的变 形思路力求根据简单的机械原理实现多方面的变形 要求。使用智能材料作为驱动器，或者智能材料与结 构材料相结合，使结构小型化并具有变形功能，或者 智能材料本身就具有驱动材料和结构材料双重功能， 使结构达到最紧凑和轻质化。目前使用最广泛的驱 动材料是压电陶瓷和形状记忆合金（ＳＭＡ）。压电陶 瓷的响应速度快、带宽较宽，形状记忆合金的能量密 度高，二者在应用过程中往往是在结构中相互结合使 用；形状记忆聚合物（ＳＭＰ）是近期兴起的一种可产生 大变形的聚合物材料，其本身的刚度和变形能力，使 其具有驱动与结构的双重功能。 在飞行器主动变形结构的研究过程中，已有成 功地利用电机、液压系统配合机械结构实现了机翼 变后掠（如Ｆ一１１１、Ｆ一１４等战机）、进气道吸收面变 化（如Ｆ一１５、ＳＲ一７１等），通过对智能材料本身性质 的探索，利用形状记忆合金等材料高能量密度的特 点，以智能材料驱动器可以产生直线或旋转运动作 为基点，可以使用智能材料驱动器替代现有的液压 等驱动结构来达到轻质、可靠的目的。例如，在 ＳＡＭＰＳＯＮ计划中，使用形状记忆合金丝束驱动器替 代了Ｆ一１５驱动进气道变形的原有液压驱动系统， 大大减小了结构的体积和重量 ；对于形状要求 产生复杂变形的翼结构来讲，传统结构的约束条件 和设计方法已不能适应主动变形的要求，图１是“智 能翼”计划中对机翼变形的定义 ］，当一个翼结构 要实现表面的连续弯曲时，既要求翼在弦向表现柔 性，又要求在垂直翼面方向表现为刚性，使用如图２ 所示的波纹夹心结构 就可以实现变形的需求， 形状记忆合金驱动器通常与夹心结构的上下蒙皮相 无铰链智能表面控制 图ｌ“智能翼”计划中对翼弯曲变形的定义 Ｆｉｇ．１ Ｔｈｅ ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｏｆ ｂｅｎｄ ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ ｉｎ“ｓｍａｒｔ ｗｉｎｇ”ｐｌａｎ 维普资讯 http://www.cqvip.com ７７６ 宇航学报 第２８卷 图２由ＳＭＡ驱动的波纹夹心结构 Ｆｉｇ．２ Ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｃｏｒｒｕｇａｔｉｏｎ ｃｏｒｅ ａｃｔｕａｔｅｄ ｂｙ ＳＭＡ 结合，ＳＭＡ受激相变后带动结构发生弯曲变形；当 结构发生５０％以上的大规模变形时，单纯依靠新型 结构设计已经不能满足需求，使用全新材料是一个 新的选择，利用形状记忆聚合物在受到高频光、电激 励等作用下会变成低模量弹性体，从而可以被作动 器伸展成其他形状，当它再次被激励后，将恢复原来 的高模量形态来产生大规模变形，图３是一个由 ＳＭＰ制成的翼蒙皮从折叠状态到完全展开的过程。 新型的增强ＳＭＰ材料不仅继承了非增强ＳＭＰ材料 优良的形状记忆效应，而且克服了非增强ＳＭＰ材料 刚度低，恢复力小的缺陷，进踊步拓宽了ＳＭＰ材料 在航空航天，智能结构等领域的应用深度和广 度 。 图３ ＳＭＰ蒙皮的展升过程 Ｆｉｇ．３ Ｔｈｅ ｏｕｔｓｐｒｅａｄ ＣＯＵＶ３ｅ ｏｆ ＳＭＰ ｓｋｉｎ 在地面静止状态，智能材料驱动器可以产生足 够大的力和位移使结构产生预定的变形，而在飞行 器服役过程中，其翼面构型与气动载荷耦合，一方面 在很大气动载荷作用下，智能材料驱动下产生的变 形可能微乎其微，另一方面，主动变形偏离设计值会 产生负面作用，甚至带来灾难性的后果。因此，主动 变形飞行器的设计必须建立在气固耦合的基础之 上，通过智能材料的驱动作用，借助气动载荷的作 用，配合复合材料铺层设计来达到驱动效率、结构效 率和气动效率的共同发挥。 哈工大形状记忆合金驱动主动变形结构方面开 展了系统研究工作，包括埋形状记忆合金混杂复合 材料制备方法以及性能测试，主动变形波纹夹层结 构研制，以及利用形状记忆合金弹簧驱动的可变形 机翼结构等 ，如图４。 图４形状记忆合金弹簧驱动可变翼型结构 Ｆｉｇ．４ Ｔｈｅ ａｅｒｏｆｏｉｌ ａｃｔｕａｔｅｄ ｂｙ ＳＭＡ ｓｐｒｉｎｇｓ ３ 结语 本文评述和讨论了现代飞行器结构智能化的研 究和应用趋势。指出了随着高速飞行的发展，材料 与结构创新和可靠性十分重要。同时，服役环境越 来越恶劣，结构可靠性分析极为复杂，而随着飞行器 功能的新要求，对结构自适应性要求也很苛刻，在此 情况下，智能化的结构健康监控和结构主动变形就 显得格外重要。 智能材料与结构的研究与发展表明，它已经不 仅仅是一个概念，而且具有一定技术基础和储备，它 在飞行器结构上的应用已经是一个趋势。由于飞行 器材料与结构及其服役环境的复杂性，真正应用尚 需进一步系统研究。 参考文献： ［１］杜善义，冷劲松，王殿富．智能材料系统与结构［Ｍ］．北京：科 学出版社，２００１［Ｄｕ Ｓｈａｈ—ｙｉ，ＬＥＮＧ Ｊｉｎ—ｓｏｎｇ，ＷＡＮＧ Ｄｉａｎ—ｆｕ． Ｓｍａｒｔ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｓｙｓｔｅｍ ａｎｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｍ］．Ｂｅｒｉｎｇ：Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｐｒｅｓ， ２００１］ ［２］陶宝祺．智能材料结构［Ｍ］．北京：国防工业出版社，１９９７ ［ＴＡＯ Ｂａｏ－ｑｉ．Ｓｍａｒｔ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ａｎｄ Ｓｔｕｒｃｔｕｒｅ［Ｍ］．Ｂｅｒｉｎｇ：Ｐｕｂｌｉｓｈ ｏｆ Ｗａｒ Ｉｎｄｕｓｔｒｙ，１９９７］ ［３］马洪忠，彭建平，等．智能变形飞行器的研究与发展［Ｊ］．飞航 导弹，２００６：８—１１［ＭＡ Ｈｏｎｇ—ｚｈｏｎｇ，ＰＥＮＧ Ｊｉｎａ－ｐｉｎｇ，ｅｔ ａ１．Ｓｔｕｄｙ ｎａｄ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｓｌｎａｒｔ ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ ｖｅｈｉｃｌｅ［Ｊ］．Ｗｉｎｇｅｄ Ｍｉｓｓｉｌｅｓ Ｊｏｕｒｎａｌ，２００６：８—１１］ ［４］变形飞机开创新纪元［Ｎ］．新闻周刊，２００４，１：６４［Ｔｒａｎｓｆｏｒｍｉｎｇ Ｐｌｎａｅ Ｓｔａｒｔ Ｎｅｗ Ｃｅｎｔｕｒｙ［Ｎ］．Ｎｅｗ Ｗｅｅｋ，２００４，１：４６］ 维普资讯 http://www.cqvip.com 第４期 杜善义等：飞行器结构智能化研究及其发展趋势 ７７７ ［５］ Ｆｌｏｒａｎｃｅ，Ｊｅｎｎｉｆｅｒ Ｐ，Ｂｕｒｎｅｒ，Ａｌｐｈｅｕｓ Ｗ，Ｆｌｅｍｉｎｇ，Ｇａｒｙ Ａ，ｅｔ ａ１． Ｃｏｎｔｉｒｂｕｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｃｅｎｔｅｒ ｔｏ ｔｈｅ ＤＡＲＰＡ／ ＡＦＲＬ／ＮＡＳＡ／Ｎｏｒｔｈｒｏｐ Ｇｒｕｍｍａｎ ｓｍａｒｔ ｗｉｎｇ ｐｒｏｇｒａｍ［ｃ］／／Ｃｏｌｌｅｃｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｐａｐｅｒｓ—ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，Ｓｔｕｒｃ— ｔｕｒｌａ Ｄｙｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｍａｔｅｒｉｌａｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，２００３，７：５１０６—５１２４ ［６］ Ｒｅｙ Ｎ Ｍ，Ｔｉｌｌｍａｎ Ｇ，Ｍｉｌｌｅｒ Ｒ Ｍ，ｅｔ ａ１．Ｓｈａｐｅ ｍｅｍｏｒｙ ｌａｌｏｙ ａｃｔｕ— ａｔｉｏｎ ｆｏｒ ａ ｖａｒｉａｂｌｅ ａｒｅａ ｆｎａ ｎｏｚｚｌｅ［Ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ—Ｔｈｅ Ｉｎ－ ｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００１，４３３２：３７１—３８２ ［７］ Ｃａｌｋｉｎｓ，Ｆｒｅｄｅｒｉｃｋ Ｔ，Ｍａｂｅ，Ｊａｍｅｓ Ｈ，Ｂｕｆｆｅｒ，Ｇｅｏｒｇｅ Ｗ．Ｂｏｅｉｎｇ ｓ ｖａｒｉａｂｌｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｃｈｅｖｒｏｎ：Ｍｏｒｐｈｉｎｇ ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｆｏｒ ｊｅｔ ｎｏｉｓｅ ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ［Ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ—Ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｏｆｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ｖ ６１７１，Ｓｍａｒｔ Ｓｔｕｒｃｔｕｒｅｓ ａｎｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ２００６一Ｉｎｄｕｓｔｉｒｌａ ａｎｄ Ｃｏｍｍｅｒｃｉｌａ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ ｏｆ Ｓｍａｒｔ Ｓｔｕｒｃｔｕｒｅｓ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ，２００６，６１７１００ ［８］ 解维华，张博明，杜善义．重复使用飞行器金属热防护系统 的有限元分析与设计［Ｊ］．航空学报，２００６，２７（４）：６５０—６５６ ［ＸＩＥ Ｗｅｉ—ｈｕａ，ＺＨＡＮＧ Ｂｏ—ｍｉｎｇ，ＤＵ Ｓｈａｎ—ｙｉ．Ｔｈｅ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｍｅｔｌａｌｉｃ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍｓ ｆｏｒ ｒｅｕｓａｂｌｅ ｌａｕｎｃｈ ｖｅｈｉ— ｃｌｅ［Ｊ］．ＡＣＴＡ ＡＥＲＯＮＡＵＴＩＣＡ ＥＴ ＡＳＴＲＯＮＡＵＴＩＣＡ ＳＩＮＩＣＡ， ２００６，２７（４）：６５０—６５６］ ［９］ 解维华，张博明，杜善义．金属热防护系统设计的有限元分 析［Ｊ］．航空学报，２００６，２７（５）：８９８—９０２［ＸＩＥ Ｗｅｉ—ｈｕａ， ＺＨＡＮＧ Ｂｏ—ｍｉｎｇ，ＤＵ Ｓｈａｎ—ｙｉ．Ｔｈｅ ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍｅｎｔ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｍｅｔａｌ— ｌｉｃ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍｓ ｄｅｓｉｎｇ［Ｊ］．ＡＣＴＡ ＡＥＲＯＮＡＵＴＩＣＡ ＥＴ ＡＳＴＲＯＮＡＵＴＩＣＡ ＳＩＮＩＣＡ，２００６，２７（５）：８９８—９０２］ ［１０］ 解维华，张博明，杜善义，赵淑媛．高温绝热毡有效热导率的 理论分析与实验研究［Ｊ］．材料研究学报，２００６，２０（６）：５７１— ５７５［ＸＩＥ Ｗｅｉ．ｈｕａ，ＺＨＡＮＧ Ｂｏ—ｍｉｎｇ，ＤＵ Ｓｈａｎ—ｙｉ，ＺＨＡＯ Ｓｈｕ— ｙｕａｎ．Ａ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｌａ ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅ ｔｈｅｒ— ｍａｌ ｃｏｎｄｕｃｔｉｖｉｔｉｅｓ ｏｆ ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎｓｌ Ｊ Ｊ．Ｃｈｉｎｅｓｅ Ｊｏｕｒ— ｎａ１ ｏｆ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ，２００６，２０（６）：５７１—５７５］ 张晓晶．复合材料壳体结构健康监测研究［Ｄ］．哈尔滨工业大 学博士学位论文，２００５［ＺＨＡＮＧ Ｘｉａｏ—ｊｉｎｇ．Ｓｔｕｒｃｔｕｒｌａ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉ— ｔｏｒｉｎｇ ｆｏｒ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｖｅｓｓｅｌ［Ｄ］．Ｄｉｓｓｅｒｔａｔｉｏｎ Ｈａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５］ ［１２］ 杨智春，于哲峰．结构健康监测中的损伤检测技术研究［Ｊ］． 力学进展，２００４，３４（２）：２１５—２２３［ＹＡＮＧ Ｚｈｉ—ｃｈｕｎ，Ｙｕ Ｚｈｅ． ｆｅｎｇ．Ｐｒｏｇｒｅｓｓ ｏｆ ｄａｍａｇｅ ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｆｏｒ ｓｔｕｒｃｔｕｒｌａ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ［Ｊ］．Ａｄｖａｎｃｅｓ Ｉｎ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ，２００４，３４（２）：２１５—２２３］ ［１３］ Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ，Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ，Ｍａｒｋ Ｍ，Ｄｅｒｒｉｓｏ．Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ａ ｂｕｉｌｔ—ｉｎ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ｂｏｌｔｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｐａｎｅｌｓ【Ｒ］． Ｐｒｏｃ．ｏｆ ＳＰＩＥ Ｖｏ１．５０４６ ［１４］ Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ，Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ．Ｖｅｒｉｉｆｃａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ｂｕｉｌｔ—ｉｎ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉ— ｔｏｔｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ｂｏｌｔｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｐａｎｅｌｓ．Ｐｒｏｃ．ｏｆ ＳＰＩＥ Ｖｏ１．５７６５ ［１５］ Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ，Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ，Ｍａｒｋ Ｍ，Ｄｅｒｒｉｓｏ Ｄｅｓｉｎｇ ｏｆ ａ ｈｉｅｒａｒ— ｃｈｉｃａｌ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｍｕｌｔｉｌｅｖｅｌ ｄａｍａｇｅ ｉｎ ｂｏｌｔｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｐａｎｅｌｓ：ａ ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙ ｓｔｕｄｙ［Ｊ］．Ｓｔｕｒｃｔｕｒａｌ Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ，２（２）：ｌ１５—１２２ ［１６］Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ，Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ，Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｂｏｌｔ ｌｏｏｓｅｎｉｎｇ ｉｎ Ｃ－Ｃ ｃｏｍ— ｐｏｓｉｔｅ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｐａｎｅｌｓ Ｉ．Ｄｉａｇｎｏｓｔｉｃ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ．Ｓｍａｒｔ Ｍａ— ｔｅｒ．Ｓｔｕｒｃｔ，２００６，１５：５８１—５９０ ［１７］Ｊｉｎｋｙｕ Ｙａｎｇ，Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ．Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｏｂｌｔ ｌｏｏｓｅｎｉｎｇ ｉｎ Ｃ－Ｃ ｃｏｍ— ｐｏｓｉｔｅ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｐａｎｅｌｓ ＩＩ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｖｅｒｉｉｆｃａｔｉｏｎ．Ｓｍａｒｔ Ｍａｔｅｒ．Ｓｔｕｒｃｔ，２００６，１５：５９１—５９９ ［１８］ Ｍａｒｋ Ｄｅｒｒｉｓｏ，Ｗｉｌｌｉａｍ Ｂｒａｉｓｔｅｄ，Ｊｏｈｎ．Ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｒｕａｌ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒ－ ｉｎｇ ｏｆ ａ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｌｙ ａｔｔａｃｈｅｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ［Ｊ］．ＡＢＩ／ＩＮ— ＦＯＲＭ Ｔｒａｄｅ＆Ｉｎｄｕｓｔｒｙ，Ｍａｒｃｈ ２００４，３６ ［１９］ Ｍａｒｋ Ｄｅｒｒｉｓｏ，Ｓｔｅｖｅｎ Ｏｌｓｏｎ，Ｗｉｌｌｉａｍ Ｂｒａｉｓｔｅｄ．Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｏｆ ｆａｓｔｅｎｅｒ ｆａｉｌｕｒｅ ｉｎ ａ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ［Ｒ］．Ｐｒｏｃ．ｏｆ ＳＰＩＥ Ｖｏ１．５３９０ ［２０］Ａｓｎａｕｍａ Ｈ，Ｉｃｈｉｋａｗａ Ｋ，Ｋｉｓｈｉ Ｔ．Ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｏｆ ａ ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ ｉｆｂｅｒ ｒｅｉｆｎｏｒｃｅｄ ａｌｕｍｉｎｕｍ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｗｉｔｈ ｅｍｂｅｄｄｅｄ ｏｐｔｉｃａｌ ｆｉｂｅｒｌＪ Ｊ． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆｌｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ Ｍａｔｅｒｉｌａ Ｓｙｓｔｅｍ ａｎｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，１９９６，７：３０１— ３１１ ［２１］Ｈａｇａ Ｈ，Ａｓａｎｕｍａ Ｈ，Ｋｏｙａｍａ．Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ａｎｄ ｏｐｔｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｏｐｔｉｃａｌ ｆｉｂｅｒ ｅｍｂｅｄｄｅｄ ｓｕｐｅｒ ｈｙｂｒｉｄ ｍａｔｅｒｉ１ａ．Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｍｍｅｒｉａｌｓ，１９９８，７（３）：２３９—２４８ ［２２］Ｐａｏｌｏｚｚｉ Ａ，Ｆｅｌｌｉ Ｆ，Ｂｒｏｔｚｕ Ａ．Ｅｍｂｅｄｄｉｎｇ ｏｐｔｉｃａｌ ｆｉｂｅｒｓ ｉｎｔｏ ｃａｓｔ ａｌｕｍｉｎｕｍ ａｌｌｏｙ［Ｊ］．Ａｐｐｌｉｅｄ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ ｉｎ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｓ，Ｐｒｏｃ．ｏｆ ＰＡ ＣＡＭ ＶＩ／ＤＩＮＡＭＥ ９９，Ｂｒａｚｉｌ，１９９９，７：６３９—６４２ ［２３］Ａｓａｎｕｍａ Ｈ，Ｈａｇａ０，ＩｓｈｉｉＴ，Ｔａｋｅｍｏｔｏ Ｋ，ＫｕｒｉｈａｒａＨａｎｄＯｈｉｒａ Ｊ． Ｉｎ—ｓｉｔｕ ｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｆ ｓｅｎｓｏｒ ａｎｄ ａｃｔｕａｔｏｒ ｉｎ ｐｏｌｙｍｅｒ ａｎｄ ｍｅｔｌａ ｂａｓｅｄ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ［Ｃ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｓｍａｒｔ Ｍａｔｅｒｉｌａｓ，Ｓｔｒｕｃ－ ｔｕｒｅｓ ａｎｄ Ｓｙｓｔｅｍｓ，Ｂａｎｇａｌｏｒｅ，Ｉｎｄｉａ，１９９９，７９—８６ ［２４］Ｐａｏｌｏｚｚｉ Ａ，Ｆｅｌｌｉ Ｆ，Ｃａｐｏｎｅｒｏ Ｍ Ａ．Ｇｌｏｂａｌ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ａｌｕｍｉｎｕｍ ａｌｌｏｙ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ ｗｉｔｈ ｅｍｂｅｄｄｅｄ ｏｐｔｉｃａｌ ｆｉｂｅｒｓ［Ｒ］． Ｓｔｕｒｃｔｕｒｌａ Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ２０００，Ｅｄ．Ｆｕ—Ｋｕｏ Ｃｈａｎｇ，Ｐｒｏｃ．ｏｆ ２ｈｌｄｌ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｗｏｒｋｓｈｏｐ ｏｎ Ｓｔｕｒｃｔｕｒｌａ Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ，Ｓｔａｎ— ｆ０ｒｄ，１９９９，２５７—２６４ ［２５］ Ｆｅｌｌｉ Ｆ，Ｐａｏｌｏｚｚｉ Ａ，Ｃａｐｏｎｅｒｏ Ｍ Ａ，Ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ ａｌｕｍｉ— ｎｕｍ ｍａｔｒｉｘ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ［Ｒ］．Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎ，２０００，２（２）：１８９ —１９４．Ｐｒｏｃ．ＳＰＩＥ Ｖｏ１．４２３４ １６７ ［２６］Ｅｈｅｙ，Ｄａｎａ Ｍ，Ｓｏｆｉａ，Ａａｒｓａｈ Ｙ Ｎ，Ｗａｄｌｅｙ，Ｈａｙｄｎ Ｎ Ｇ．Ｓｈａｐｅ ｍｅｍｏｒｙ－ｂａｓｅｄ ｍｕｈｉｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ ｓｔｕｒｃｔｕｒｌａ ａｃｔｕａｔｏｒ ｐａｎｅｌｓ［Ｃ］／／Ｐｒｏ— ｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ—Ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ， ２００２，４６９８：１９２—２００ ［２７］Ｅｌｚｅｙ，Ｄａｎａ Ｍ，Ｓｏｆｉａ，Ａａｒａｓｈ Ｙ Ｎ，Ｗａｄｌｅｙ，Ｈａｙｄｎ Ｎ Ｇ．Ａ ｓｈａｐｅ ｍｅｍｏｒｙ－ｂａｓｅｄ ｍｕｌｔｉｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ａｃｔｕａｔｏｒ ｐａｎｅｌ［Ｊ］Ｉｎｔｅｒｎａ— ｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄｓａｎｄ Ｓｔｕｒｃｔｕｒｅｓ，２００５，４２（７）：１９４３—１９５５ ［２８］Ｐｉｔｔ，Ｄａｌｅ Ｍ，Ｄｕｎｎｅ，Ｊｉｍ Ｐ，Ｋｉｌｉａｎ，Ｋｅｖｉｎ Ｊ．Ｓｍａｒｔ—ａｃｔｕａｔｅｄ ｃｏｎ— ｔｉｎｕｏｕｓ ｍｏｌｄｌｉｎｅ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ（ＣＭＴ）ｍｉｎｉ ｗｉｎｄ—ｔｕｎｎｅｌ ｔｅｓｔ［ｃ］／／Ｐｒｏ— ｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ—Ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ， １９９９．３６７４：３９１—４００ ［２９］Ｐｉｔｔ Ｄ Ｍ，Ｄｕｎｎｅ Ｊ Ｐ，Ｗｈｉｔｅ Ｅ Ｖ，Ｇａｒｃｉａ Ｅ．Ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｄｅｍｏｎ— ｓｔｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ＳＡＭＰＳＯＮ ｓｍａｒｔ ｉｎｌｅｔ［ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ—Ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００１，４３３２：３４５—３５６ ［３０］Ｐｉｔｔ，Ｄａｌｅ Ｍ，Ｄｕｎｎｅ，Ｊａｍｅｓ Ｐ，Ｗｈｉｔｅ，Ｅｄｗａｒｄ Ｖ．ＳＡＭＰＳＯＮ ｓｍａｒｔ ｉｎｌｅｔ ｄｅｓｉｎｇ ｏｖｅｒｖｉｅｗ ａｎｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｔｅｓｔ Ｐａｒｔ Ｉ－Ｄｅｓｉｎｇ ｏｖｅｒｖｉｅ～ 维普资讯 http://www.cqvip.com ７７８ 宇航学报 第２８卷 ［ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩ－Ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉ－ ｎｅｅｒｉｎｇ，２００２，４６９８：１３—２３ 郑百林，贺鹏飞，杨清．增强形状记忆聚合物材料研 ［３５］ 武秀根，究进展［Ｊ］．材料工程，２００６，增刊（１）：４２３—４２５［ＷＵ Ｘｉｕ．ｇｅｎ， ＺＨＥＮＧ Ｂａｉ－ｌｉｎ，ＨＥ Ｐｅｎｇ－ｆｅｉ，ＹＡＮＧ Ｑｉｎｇ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｒｅｉｎ－ ｔｔ，Ｄａｌｅ Ｍ，Ｄｕｒｍｅ，Ｊａｍｅｓ Ｐ，Ｗｈｉｔｅ，Ｅｄｗａｒｄ Ｖ．ＳＡＭ１７＇３ＯＮ ｓｍａｒｔ ［３１］ Ｐｉｉｎｌｅｔ ｄｅｓｉｇｎ ｏｖｅｒｖｉｅｗ ａｎｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｔｅｓｔ Ｐａｒｔ ＩＩ—Ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｔｅｓｔ ｆｏｒｃｅｄ ｓｈａｐｅ ｍｅｍｏｒｙ ｐｏｌｙｍｅｒ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａｔｅｒｉｌｓａ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ， ２００６，Ｓｕｐ（１）：４２３—４２５］ ［３６］ 李顺利，张博明，李庆芬，杜善义．形状记忆合金混杂复合材 料弯曲变形的研究［Ｊ］．哈尔滨工业大学学报，２００５，３７（１）：８０ ［ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ－ｈｅ ＩＴｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｏｒｆ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉ－ ｎｅｅｒｉｎｇ，２００２，４６９８：２４—３６ ｔｔ，Ｄａｌｅ Ｍ，Ｄｕｎｎｅ，Ｊａｍｅｓ Ｐ，Ｗｈｉｔｅ，Ｅｄｗａｒｄ Ｖ．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｔｅｓｔ ［３２］ Ｐｉｏｆ ａ ＳＭＡ ｐｏｗｅｒｅｄ ａｄａｐｔｉｖｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｉｎｌｅｔ ｉｎｔｅｒｎａｌ ｗａｌ１．Ｃｏｌｌｅｃｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｐａｐｅｒｓ－ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ．Ｓｔｎｃｔｒｕｒ— ｌ Ｄｙｎａｍｉｃｓａ ａｎｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，２００２，２：１１７２—１１７９ ｅｍｉｎｇ，Ｇａｒｙ Ａ，Ｂｕｒｎｅｒ，Ａｌｐｈｅｕｓ Ｗ．Ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆ ［３３］ Ｆｌ８３［ＬＩ Ｓｈｕｎ－ｌｉ，ＺＨＡＮＧ Ｂｏ－ｍｉｎｇ，ＬＩ Ｑｉｎｇ－ｆｅｎ，ＤＵ Ｓｈａｎ－ｙｉ． Ｂｅｎｄｉｎｇ ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｆ ｓｈａｐｅ ｍｅｍｏｒｙ ａｌｌｏｙ ｈｙｂｒｉｄ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ【Ｊ Ｊ． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆＨａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５，３７（１）：８０—８３］ ｓｍａｒｔ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｓｕｒｆａｃｅｓ［Ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＳＰＩＥ－ｈｅ ＩＴｎｔｅｒｎａ— ｔｉｏｎａｌ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｆｏｒ Ｏｐｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，１９９９，３７８３：２２８—２３８ 作者简介：杜善义（１９３８一），男，哈尔滨工业 大学教授、博士生导师，中国工程院院士， 【３４］ Ｆｌｏｒａｎｃｅ，Ｊｅｎｎｉｆｅｒ Ｐ，Ｂｕｒｎｅｒ，Ａｌｐｈｅｕｓ Ｗ，Ｆｌｅｍｉｎｇ，Ｇａｒｙ Ａ，Ｈｕｎｔ— ｅｒ，Ｃｒａｉｇ Ａ，Ｇｒａｖｅｓ，Ｓｈａｒｏｎ Ｓ，Ｍａｒｔｉｎ，Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ Ａ．Ｃｏｎｔｒｉｂｕｔ－ ｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ＮＡＳＡ ｌａｎｇｌｅｙ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｃｅｎｔｅｒ ｔｏ ｔｈｅ ＤＡＲＰＡ／ＡＦＲＬ／ 中国科协委员，国际复合材料委员会执委， 主要从事复合材料、固体力学、航天结构、 智能材料与结构等领域的研究。 通信地址：哈尔滨市南岗区一匡街２号哈工 大科学园Ａ栋３０１０＃（１５００８０） 电话：（０４５１）８６４１２２５９ Ｅ—ｍａｉｌ：ｓｙｄｕ＠ｈｉｔ．ｅｄｕ．ｃｎ ＮＡＳＡ／Ｎｏｒｔｈｒｏｐ ｇｒｕｍｍａｎ ｓｍａｒｔ ｗｉｎｇ ｐｒｏｇｒａｍ［Ｃ］．Ｃｏｌｌｅｃｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｉｃｌ Ｐａｐｅｒａｓ－ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＡＳＣＥ／ＡＨＳ／ＡＳＣ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，Ｓｔｎｃｔｒｕｒ— ａ１ Ｄｙｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｍａｔｅｒｉｌｓａ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ．２００３。７：５１０６—５１２４ Ｓｔａｔｕｓ ａｎｄ Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ ｏｆ Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔｉｚｅｄ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ＤＵ Ｓｈａｎ—ｙｉ，ＺＨＡＮＧ Ｂｏ—ｍｉｎｇ （Ｃｈｉｎａ Ｈａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ １５００８０，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔｉｚｉｎｇ ｉｓ ｏｎｅ ｏｆ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｔｒｅｎｄｓ ｏｆ ａｉｒｃｒａｆｔｓ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ．Ｄｅｍａｎｄｓ ａｎｄ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ ｏｆ ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔｉｚｅｄ ａｉｒ— ｃｒｆｔａ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ａｒｅ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ ｉｎ ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ．Ｔｈｅ ｔｙｐｉｃａｌ ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｍｅｔｈｏｄｓ ａｎｄ ｉｔｓ ｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｋｅｙ ｉｓｓｕｅｓ ａｒｅ ｅｌａｂｏ— ｒａｔｅｄ．Ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄｓ ａｎｄ ｍｅａｎｓ ｉｍｐｌｅｍｅｎｔｉｎｇ ａｃｔｉＶｅ ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｆ ａｉｒｃｒｆｔａ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ａｒｅ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ・Ａｔ ｔｈｅ ｓａｍｅ ｔｉｍｅ，ｔｈｅ ｒｅａｌｉｚ— ａｂｌｅ ｐｒｏｓｐｅｃｔｓ ｏｆ ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔｉｚｅｄ ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ａｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔｉｚｉｎｇ；Ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ；Ｈｅａｌｔｈ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ；Ａｃｔｉｖｅ ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ
