刘俊立，徐志高，张 峰，田 干，杨正伟，王 玉

(1.火箭军工程大学 导弹工程学院，陕西 西安 710025；2.北京星际荣耀科技有限责任公司，北京 100176；3.陕西星际荣耀空间科技有限责任公司，陕西 西安 710100)

高超声速飞行器在再入飞行过程中表面会出现气动加热和缝隙流等现象[1-2]，若不对飞行器操纵活动舵面、机身起落架开口等缝隙处进行热密封，则热气流从缝隙中进入飞行器内部，会对内部大量的电子元器件造成直接的安全威胁，因此缝隙处的高温动密封已成为高超声速飞行器必须解决的难题。

现阶段设计的缝隙高温动密封主要分为：编织纤维绳和编织弹簧管密封[3-4]。Steinetz等[5-6]研究了不同尺寸和材料的编织绳密封组件泄漏量，结果表明能够满足基本工业密封要求。Cai等[7-8]将编织绳密封结构等效为多孔介质材料，基于Kozeny-Carman方程建立了密封泄漏模型。焦亚男等[9-10]分析了编织绳结构气体渗透量随压差的变化规律，通过对比研究三维四向、三维五向和二维包芯3种编织结构，得到三维四向编织结构在各个阶段的密封性均优于其他2种。虽然编织绳密封能够满足一定的密封性能要求，但缝隙大小在实际工作中会发生变化，密封结构应具有一定的回弹性，适应不同尺寸缝隙密封要求。由于编织绳密封组件回弹性较差，NASA-Gleen研究中心设计了由外层护套、金属编织弹簧管和内部隔热芯组成的编织弹簧管密封组件。Dunlap等[11-12]对单条和双条的单层双股编织弹簧管密封件分别研究了压缩率、预载荷、接触面积、刚性和弹性等力学性能，并基于阿基米德体积位移理论测量得到单层双股编织弹簧管孔隙率。……