高超声速飞行器再入阶段,偏转控制翼前的高压热气流进入低压的控制翼缝隙内,若不进行防热处理,热气流将损坏间隙底部低温部件进而导致飞行器失控,因而研究控制翼面间隙动密封结构,对提高飞行器安全可靠性极为重要。X-38翼面间隙密封结构表面最高温度预测值超过1000℃,发生在峰值加热420s时间段内,未施加热防护措施条件时,间隙12.7cm下的热流计算值高达110Kw,间隙在控制翼面偏转过程中不断变化。设计的密封结构应能在如此恶劣气动加热环境中对间隙进行有效密封,弹簧、隔热毡和编织套管组成的动密封结构具有较好的高温密封性能,并能适应大的间隙变化,在控制翼面密封结构中具有较好的应用前景。弹簧是密封结构的骨架,决定其高温力学性能,弹簧结构具有较好的回弹性,保证密封结构与密封面之间的良好接触,达到密封变化间隙目的。分析密封结构力学性能时,考虑两种弹簧（斜圈弹簧和编织弹簧）,分析弹簧载荷位移特性,研究倾斜幅度、线径、单位长度线圈数等几何参数对斜圈弹簧力学性能影响规律,研究编织参数（线径,编织角度和线数）对编织弹簧力学性能影响规律,并从数值分析结果给出具有较好性能弹簧的几何参数,为动密封结构设计提供指导。考虑流过密封结构高温气体影响。当气固换热系数大于103 W·m-2·K^-1时,气固两相温度相近,分析发现18mm直径优化设计的密封结构不能满足使用要求;采用双密封结构时,得到密封结构气密性设计的临界值10-3 kg·m^-1·s^-1,在420s瞬态传热分析中密封结构加热表面与背壁温度相差660℃-700℃。基于设计的动密封结构,制备出动密封结构样件,根据控制翼面动密封服役环境,设计地面模拟实验评价该种动密封结构的可行性,测试变化间隙中密封结构的高温热密性性能。测试时间为180s、300s和420s,实验结果表明施加110kw表面热流,方向舵摆动频率30次/min,摆动角度24°条件下,密封结构加热表面和背壁温度相差600℃-700℃,且测试过程中背壁温升缓慢,未出现大的温度波动,因此测试过程中密封结构始终有效,满足高温热密封要求。