高超声速飞行器穿越大气层再入过程中,缝隙处会出现高速气流从而产生气动加热现象,因此需要对机身特殊缝隙处进行动密封热防护。在动密封领域的研究上,美国NASA的GRC研究中心起步较早,国内在该领域研究起步较晚,近年来,动密封结构也日益成为研究热点,并取得了一定的研究成果。但对于动密封结构中常见的回弹力研究主要集中在对试验与数值模拟进行的定性规律总结上,尚未研究提出弹性元件结构设计的定量理论依据。针对工程实际中对预测动密封结构的力学性能的需求,本文对航天器动密封结构中常见的弹性元件进行了研究。通过模型简化并采用等效原理初步建立了弹性元件受压回弹力的理论模型。依据初步建立的理论模型中的各关键参数,采用控制变量法建立不同的有限元模型,并进行压缩模拟,模拟结果用于验证理论模型的定性规律及修正理论模型中由于模型简化出现的不合理部分,从而得到误差较小的理论模型。由修正后的理论模型可得到弹性元件回弹力与各关键参数的定量关系。解决了该型弹性元件的回弹力预测问题。通过理论模型可较准确的预测不同结构参数类型的弹性元件的回弹力以及设计具有特定回弹力要求的弹性元件的具体结构参数值。本文通过对弹性元件在不同工况载荷下的重复压缩试验,研究获得了弹性元件在多次重复使用下的回弹性规律,研究结果表明,弹簧回弹性衰减率与丝径大小关系密切,0.15mm丝径弹簧1/3压缩量下,7次重复载荷后回弹性变化率仅为0.6%,而相同加载条件下,0.20mm丝径弹簧回弹性衰减率则达到了8.67%;弹簧回弹性衰减率受压缩量影响较大,7次重复压缩次数下,0.18mm丝径弹簧1/3压缩量的回弹力衰减率为1.51,而1/2压缩量时,回弹力衰减率达到了14.48%;回弹性衰减率随压缩次数增加逐渐增大,0.20mm丝径弹簧在1/2压缩量时,5次、7次重复加载回弹性衰减率分别为15.95%、18.21%。