本文以某小卫星星箭分离系统研制需求为背景,该分离系统要求分离速度高、冲击小、成本低、分离姿态扰动小、无污染、可靠性高等。本文提出了一种以压缩气体为动力的非火工星箭分离系统技术方案,并对分离过程总结出了一套理论分析方法。本文主要研究内容如下:总结传统星箭分离系统的优缺点,提出了气动锁紧解锁及气动弹射分离技术方案。开展气动锁紧解锁机构、分离推动装置、供气装置研究,对所提出的技术方案结构设计、工作原理以及系统参数确定过程进行了具体研究。以气体热力学和牛顿力学为基础,从气体流动过程出发,结合试验数据调整获得的损失系数,建立了气动弹射式星箭分离系统分离过程的数学模型,分析确定气源压强、供气管径、结构质量、结构尺寸等具体设计参数对分离速度的影响。本文提出的技术方案及理论分析方法经过地面试验及飞行试验验证,理论分析结果与试验结果偏差小于10%。另一方面,在试验数据的基础上,对气动锁紧解锁性能和气动弹射式星箭分离系统进行了可靠性评估。本文介绍的气动弹射式星箭分离系统可在整流罩分离系统、级间分离系统、干扰弹释放、弹翼展开等领域推广应用。