空天飞行器的工作环境主要集中在低地球轨道。在服役过程中,飞行器在低地球轨道服役期间反复进出地球阴影,高低温环境交替变化。碳纤维增强树脂基复合材料由于其各向异性的特点,在温度交替变化的环境下,组分之间的热膨胀系数不匹配引起内部产生热应力场,从而诱发裂纹萌生。同时极端高低温环境将对树脂基体的性能产生影响。因此,研究极端环境温度对空天飞行器用复合材料及其典型结构件的影响是非常有必要的。针对以上研究背景,本文以ZT7H/QY9611碳纤维增强双马来酰亚胺基复合材料及其连接结构为研究对象开展了多尺度力学行为研究。研究了环境温度对复合材料基本力学性能及典型失效模式的影响,建立复合材料代表性体积单元（RVE）模型研究了细观尺度上复合材料裂纹萌生及扩展过程,通过实验的方法研究了热循环老化处理过程对复合材料裂纹扩展及力学性能的影响;提出了考虑温度效应的复合材料渐进损伤分析方法,研究了温度对机械连接结构力学行为的影响。主要研究内容如下:通过设计极端温度下复合材料力学性能测试矩阵,对ZT7H/QY9611复合材料在极端温度下（-120℃²00℃）的基本力学行为进行了测试,分析温度对断裂机理的影响,得到极端温度下基于Hashin准则的σ₂₂-τ₁₂平面失效包络线。研究结果表明,与基体和界面相关的力学性能和断裂模式严重依赖于环境温度。低温下复合材料具有较好的横向压缩承载能力,高温和低温对材料横向拉伸和剪切性能均有不同程度的负面影响。通过建立合理的RVE模型,施加周期性边界条件,研究讨论了界面断裂能和界面强度对复合材料力学性能的影响。研究了温度对RVE模型内部热应力场形成的影响,针对热-力耦合条件下的复合材料细观尺度裂纹萌生、演化和扩展过程进行了研究,对高温和低温下复合材料RVE模型横向拉伸、压缩和剪切性能的变化进行了分析,并与实验值进行了对比,结果吻合较好。通过对ZT7H/QY9611复合材料进行0²00次-100℃至200℃冷热交替循环处理,跟踪观察了热循环处理过程中材料横截面和侧面的裂纹扩展过程,采用动态力学分析方法研究了热循环次数对复合材料动态热力学行为的影响,对热循环处理的实验件进行了力学性能测试并对断口形貌进行了研究。与基体相关的横向拉伸和面内剪切性能随着热循环次数的增加有明显下降趋势,热循环造成的纤维-基体界面脱粘导致微裂纹萌生于界面处,从而导致断裂模式变化。建立基于渐进损伤方法的复合材料机械连接结构分析流程,通过编写用户子程序USDFLD对复材-金属和复材-复材两种连接结构进行了有限元分析,有限元计算结果与试验结果吻合度较好。在此基础上建立了考虑温度效应的复合材料机械连接结构渐进损伤分析方法,针对-60℃、室温和175℃下复合材料机械连接结构的力学行为和损伤模式进行了分析研究,并对典型铺层在承载过程中损伤萌生、扩展至失效过程进行了分析,与试验结果进行了对比并验证了该方法的有效性。本文的研究结果可为空天飞行器用碳纤维树脂基复合材料结构设计工作提供可靠的实验和技术支持,具有重要的工程应用价值。