新一代高性能航天重大武器装备的发展,促进了第三代新型反向式行星滚柱丝杠副（Inverted Planetary Roller Screw Mechanism,IPRSM）传动技术的发展,使其已逐步替代第二代滚珠丝杠副成为航天航空领域重大装备高集成度机电作动器（Integrative Electro-Mechanical Actuator,IEMA）的理想传动部件。但目前IPRSM仍按常规方法设计,存在体积重量大的问题,限制了其在对体积和重量敏感的航天小型武器装备上的应用。因此,面向航天小型武器装备对伺服传动机构高承载轻量化的迫切需求,围绕典型航天伺服机构短时高应力使用工况,以新型高性能IPRSM为对象,针对常规设计的IPRSM应用在航天小型武器装备上存在的“冗余”问题,研究材料近屈服极限使用疲劳弹性失效行为与承载能力之间的关系,并以其为核心提出短时高应力IPRSM近满载轻量化设计准则,建立短时高承载IPRSM近满载轻量化设计制造及评估与验证方法,为实现航天伺服短时高应力传动机构的高承载轻量化设计提供理论基础和技术支撑。本文的主要工作和成果如下:面向航天伺服短时高应力工况,研究了IPRSM用典型金属材料小塑性变形的疲劳弹性失效行为。建立了材料在近屈服极限区域便于工程应用的损伤耦合循环弹塑性本构模型。采用宏观应力控制低周疲劳实验和微观晶体塑性有限元仿真方法,掌握了典型金属材料的疲劳弹性失效规律,揭示了材料疲劳弹性失效行为微观机制;采用图像处理法,建立了基于典型金属材料近限使用疲劳弹性失效寿命分散带预测模型,进而给出了材料近屈服极限使用疲劳弹性失效行为与承载能力之间的关系,为短时高应力IPRSM近满载轻量化设计材料许用应力的选取提供理论依据。基于材料近屈服极限使用疲劳弹性失效行为与承载能力之间的关系,结合IPRSM结构特征,提出了短时高应力IPRSM近满载设计方法。按照IEMA–IPRSM–零件螺纹牙的载荷传递状态,基于闭环变形协调条件,研究了IPRSM螺纹牙载荷分布规律,获取了IPRSM螺纹牙最大载荷。基于材料近屈服极限使用疲劳弹性失效行为与承载能力之间的关系,建立了短时高应力IPRSM近满载强度设计准则;结合IPRSM结构特征,建立了IPRSM精确啮合机理干涉消除模型,完成了近满载IPRSM参数精确设计准则,形成了短时高应力IPRSM近满载设计方法。以现有某型号IPRSM技术指标,完成了近满载IPRSM设计算例,与常规设计产品相比,IPRSM螺母中径由50mm降低到37.5mm,体积降低了约43%。为实现IPRSM近满载参数精确设计要求,针对限制IPRSM精度提高的大长径比高精度螺母内螺纹的制造难题,提出了IPRSM大长径比内螺纹平行轴异形砂轮精密磨削方法。按照正向求解法,建立了IPRSM螺母平行轴磨削接触模型及砂轮与螺纹空间接触条件式方程;根据已知螺母螺纹牙法向廓形,基于接触条件式方程,得到了砂轮凹形截形。以凹形截形反析螺纹面,分析了砂轮凹形截形的不同近似方法对螺纹加工精度的影响和偏心距对螺纹牙型底角圆弧大小的影响规律,完成了平行轴精密磨削砂轮异形廓形设计;并以第三章设计的螺母为例,设计了平行轴磨削实验,完成了IPRSM螺母平行轴磨削及精度检测,验证了磨削精度能够满足近满载参数精确设计的要求。为全面评估IPRSM的承载特性,提出了IPRSM四级综合性能评估与验证方法。针对短时高应力工况,形成了短时高承载IPRSM疲劳弹性失效寿命测试方法和基于载荷谱特征的IEMA包络测试方法。研制了IPRSM样件、IEMA样件及测试设备,完成了IPRSM四级综合性能评估,验证了基于材料近限使用的短时高应力IPRSM近满载设计方法的正确性和有效性。