由于空间飞行器再入过程中,穿越大气层时会出现缝隙内流及其气动加热现象,因此无论是巡航与滑翔飞行器、再入弹头、载人飞船,控制面、机身开口缝隙均需要进行热密封处理。从20世纪80年代末美国NASA的GRC研究中心着手展开对热密封研究以来,国内在这方面的研究还相对较少,对于高温热密封件的制备工艺尚不完善。但是随着航天技术的发展,作为可重复使用飞行器及高超声速飞行器关键技术的高温热密封技术日益成为热防护系统的薄弱环节,成为亟待解决的核心问题之一。本文针对某高超音速飞行器典型缝隙密封需求设计了改进形式的高温热密封结构,探索了完备的高温热密封件的制备工艺,并且设计了对高温热密封件的高温回弹性能、隔热性能测试的试验平台,对影响其力学性能的关键性参数进行了规律探索。本文在传统基线式高温热密封结构的基础上,为了提高内部芯体均匀性和结构一体化程度及构件的回弹性能,提出了内隔热层芯体、编织弹簧、外隔热层和套管的改进结构形式。针对内隔热层的制备探索了盘根型编织工艺、散棉填充芯体和纤维预包覆芯体工艺,针对编织弹簧的制备探索了密型编织、双丝编织等编织工艺,另外对外隔热层及包覆层的制备及整体热密封件的制备工艺都做出了详尽的探索和研究。研究了弹性元件编织弹簧的压缩回弹性能。在建立分析模型的基础上,通过对管径、丝径、编织密度等关键性参数的一系列试验,探究了这些参数对于编织弹簧压缩刚度的影响规律,通过多元非线性回归得到了这些参数与压缩刚度的关系式。针对高温热密封件的常温、高温回弹性能测试设计了以力学试验机和高频感应加热的大气环境的热力耦合平台,并对所设计的不同结构方案展开了回弹性能试验研究。在对隔热材料的隔热性能进行定性比选试验的基础上,通过设计使高温热密封件保持压缩状态的试验夹具,采用石英灯阵加热设备对不同材料方案的高温热密封件的隔热性能进行试验测试,通过对比试验结果及结构的外观特性,优选最佳材料结构方案,并且针对芯体的不同制备工艺展开了对比试验研究。关于高温热密封件的高温可重复使用性能进行了重复试验,试验结果显示满足预期指标要求。