空间碎片对在轨航天器安全的威胁越来越大,为了提高航天器对毫米级空间碎片的抗撞击能力,进行必要的风险评估,需要在地面进行一系列的超高速撞击模拟实验。而航天器实际运行环境极为复杂,包括空间碎片环境、空间热环境、电子辐照环境等,这些极大影响了航天器的寿命及可靠性。本文以空间碎片防护为背景,借助高速撞击地面模拟设备,研究极端温度环境和热循环环境等空间热环境对航天器填充式防护结构防护性能的影响,以期发现温度效应对玄武岩和Kevlar等编织物防护材料抵抗非金属弹丸高速冲击能力的影响,为航天器防护结构设计提供一定的参考依据。首先,通过二级轻气炮地面撞击实验研究了玄武岩纤维和Kevlar纤维两种不同编织材料填充式防护结构在不同非金属弹丸以一定速度撞击下的损伤特性,以及填充层在温度交变处理前后对防护结构防护性能的影响规律和弹丸在温度交变处理前后对其撞击特性的影响规律。其中,温度交变处理温度变化范围为203K~423K。其次,研究玄武岩纤维和Kevlar纤维两种填充式防护结构在极端温度环境下的撞击特性,以及温度对其防护性能的影响规律。实验温度设定分别为低温(210K)、常温(293K)和高温(420K)。每一组温度对比实验均在相近温度下进行。最后,研究了空间热环境混合损伤效应对不同非金属弹丸撞击填充式防护结构防护性能的影响,包括弹丸和填充材料混合温度交变处理实验和极端温度情况下混合温度交变处理实验。并总结本次研究所得出的具有实际工程意义的主要结论,指出了本文存在的不足和进一步深入研究的方向。