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针对热密封材料在航天前沿领域的重要需求,引入了三维编织石英纤维立体织物作为热密封材料。利用石英纤维的柔顺性与立体织物多孔隙结构具有的压缩回弹特性以及气密性能,设计不同的编织结构以及编织工艺参数,通过三维编织技术进行整体编织而成。在原材料选材和制备的基础上,根据多孔介质气密性能测试标准进行试验研究与分析,进一步分析了压缩率、压差及编织工艺参数对试样气密性能的影响,并建立了三维编织热密封材料气密性能模型。研究结果如下：(1)通过对三维立体编织密封条气密性能分析可知,不同结构、不同纤维体积含量的试样均能满足热密封材料气密性能的要求,当压缩率为10%及20%时,增大试样的纤维体积含量其气体渗透量明显降低；三维四向结构与三维五向结构相比气密性能更为优异。(2)通过对立体编织密封环的气密性能分析可知,二维二向结构织物与三维编织物气密性能均已达到热密封要求。压缩率在10%及20%时,二维二向结构试样因表面结构与芯纱系统之间缺乏联结及约束作用,导致纱线间孔隙大且不均匀；相比之下,三维编织结构试样气密性能更为优异,更适用于热密封材料结构选择的要求。(3)热密封材料用立体编织结构试样的气体渗透量随压缩率的增大而降低,压缩率为10%时,气体沿织物内部孔隙的渗透通道仍较为畅通；压缩率为20%时,试样内部孔隙基本封闭,仅有部分气体通过纤维间微小孔隙渗透；当压缩率增大到30%试样表现出明显剪切变形和基体碎裂,试样失效。若此时织物作为热密封件使用,则会因压缩率过大而导致热密封件失效,因此需要及时进行更换。(4)通过对比热密封材料用条状试样与环状试样的试验结果得知在压缩率与试样种类固定不变的情况下,压差增大,气体渗透量随之相应升高。(5)根据不同压差与压缩率条件下气体渗透量的Kozeny-Carman方程建立的流阻模型发现,三维编织热密封材料的气体渗透量取决于材料本身的特性及孔隙分布特征；气体渗透密封件的方式主要分为两类,在设计模型的过程中参数变量的选择需根据不同编织材料的特性及气体通道孔隙率的变化做出相应的改变。(6)三维编织预制件的气密性能测试结果表明其结构经过合理设计可以直接作为航天飞行器的耐高温密封材料使用。