随着世界各国航天事业的发展,通信卫星,导航卫星和侦察卫星等不同用途的人造地球卫星在民用和军事的广大领域发挥着不可替代的作用。在未来,卫星无疑还会继续扮演着重要的角色,尽可能确保所发射的每颗卫星顺利入轨,将卫星可靠地分离出去,是完成既定任务的必要基础,所以在发射任务之前,需要对星箭分离过程进行建模仿真,分析卫星和火箭的运动规律和可能导致分离失败的偏差因素并对其影响程度进行估计,从而对分离系统的设计提出可行的改进方案,这对于成功进行星箭分离具有指导意义。目前,星箭分离的方式主要有利用分离冲量装置的弹射分离和利用反推火箭或反推冷气喷流装置的减速(制动)分离。本文以采用压缩螺旋弹簧作为分离冲量装置的星箭分离为对象,定义了分离惯性坐标系,体坐标系和发射坐标系等主要参考系统,并对各坐标系的转换关系进行了说明,以此为基础建立了分离全过程的变拓扑结构的多体动力学牛顿欧拉方程,其中用欧拉角表示卫星和末级火箭的姿态,由于存在欧拉角奇异的问题所以采用双欧拉法引入欧拉角的精华区和奇异区的概念,最终共建立两套动力学及运动学模型。然后引入服从正态分布的质心位置偏差,弹簧推力偏差等多种偏差因素,采用Monte Carlo仿真并利用8阶定步长Runge-Kutta方法对已经建立的分离过程中二体受约束运动以及分离后自由运动的微分代数方程组(DAE)进行求解,分析卫星与末级火箭的相对运动规律。然后,将末级火箭的分离面化作离散的点阵,通过计算这些点与卫星分离面的距离并进行比较,将最小值视为两分离面的距离,再将这个二者分离面间的距离与某一设定的阈值进行比较,从而建立卫星与末级火箭的碰撞模型。最后,针对有可能发生碰撞的情形,选取上述误差因素的几个不同水平,依据正交表格设计正交试验并对结果进行分析,得到各偏差因素对碰撞的影响程度,进而得出影响分离安全的主要影响因素与次要因素。