航空作动器主密封属于典型的往复密封,是飞机机翼、舱门等众多部位实现运动的关键零部件,决定着飞机飞行的安全与品质。随着液压压力体制的提升,由于高压增大密封变形量,加剧了密封件的磨损,降低了作动器主密封的使用寿命。因此,开展高压下作动器往复密封理论及实验研究对提高作动器寿命和可靠性具有重要意义。本文以往复密封作为研究对象,结合理论分析和实验测量,开展了高压下的密封性能及界面改性方法研究,探索保证密封寿命的方法和手段。基于有限元理论,利用ABAQUS软件建立一种自动寻找边界接触和分离临界点的压力渗透加载方法,完成了(0MPa-35MPa)全压力工况下往复密封有限元仿真分析。仿真过程包括过盈安装、流体压力加载以及内、外行程运动,获得不同压力工况下密封圈应力应变云图,分析了最大应力、最大应变发生的区域,这是分析密封失效的基础判断数据;提取了不同工况下唇口接触压力分布,是数值计算的基础。基于逆向求解理论(IHL),综合考虑入口动压效应以及粗糙峰的影响,建立了往复密封混合润滑模型。模型耦合了密封唇的固体力学分析、密封及活塞杆之间界面油膜的流体力学分析、密封入口宏观收敛楔导致的动压效应、密封唇表面粗糙峰和活塞杆之间的接触力学分析。针对所研究的往复密封结构,通过数值仿真得到反向泵回率及摩擦力随着压力及速度的变化关系。通过自主设计搭建的既能模拟航空作动器高压(35MPa)工况又能测量单个密封圈内、外行程摩擦力的高压往复密封实验台和检测装置,测试结果为保证数值计算模型的正确性奠定了基础。以反向泵回率、摩擦力及接触区最大接触压力为分析目标,对往复密封截面进行参数化分析,获得最优油侧倾角及空气侧倾角组合。同时,基于标准球盘实验,探索MoS2及表面镀DLC膜减摩耐磨的界面改性技术,并开展了台架实验验证,实验证实在活塞杆表面的DLC镀膜具有降低磨损、提高密封系统寿命的特性。