高超音速飞行器是现今人造飞行器发展的一个重要方向，此类飞行器在高速飞行时，受到气动热弹性耦合作用时，极易引发气动热弹性问题，比如气动效应下会使得飞行器结构的刚度特性发生改变，导致飞行器结构颤振速度下降，进而对飞行器的控制精度甚至飞行安全产生严重影响。本课题从气动热载荷条件下飞行器结构刚度变化的基本规律及影响因素入手，研究结构刚度控制的基本策略和控制方法，将智能材料制成的作动器用于结构的主动控制中，提出飞行器结构刚度主动控制系统的设计方案，充分发挥智能材料和结构的主动控制作用，从而为解决热效应引起的结构力学性能下降、改善飞行器的气动热弹性提供了新的思路和途径，本文将对典型飞行器结构在热环境中其刚度的自适应方法进行研究。分析了圆柱壳结构刚度增强方法，建立了针对圆柱壳结构的动力学方程。讨论结构刚度与材料弹性模量的关系以及弹性模量与温度之间的计算公式，基于Love方程建立了圆柱壳结构在没有主动控制力和存在主动控制力两种状态下的动力学方程，并求解出在这两种情况下结构的振动频率表达式，最后计算了在不同温度对结构刚度的影响。对结构进行仿真分析。用有限元仿真的方法，分析计算了在理论计算边界条件下结构各阶模态对应的频率值，通过对比分析仿真结果与计算结果，从而验证了理论模型的正确性。基于形状记忆合金（SMA）的一维本构模型，分析了形状记忆合金（SMA）加热时温度、应力以及应变之间的关系；借助传热学和电学的相关知识，推导了形状记忆合金（SMA）的温度响应特性，并在此基础上分析了加热电流、形状记忆合金（SMA）的直径以及热传导率对温度响应特性的影响，并在此基础上完成了作动器的相关设计和布局。对提出的控制方法进行了试验分析研究，搭建了地面模拟试验平台，通过试验测得的相关数据，验证了本文提出的将智能材料应用于结构刚度控制方法的理论推导和仿真计算分析结果。