分离装置作为航天器中的关键部件，直接影响到航天任务能否顺利完成，受到越来越多的关注。传统火工分离装置分离载荷大，对航天器有着潜在的影响。针对这一问题，需要研制一种新型分离装置，其具有分离载荷小、承载大、需要能量少以及分离速度可控等优点。本文将以机动平台为研究对象，设计一款新型气压式分离解锁装置，并研究分离过程的控制问题。首先利用力学知识建立卫星平台和小卫星相对非惯性坐标系的轨道动力学方程，利用拉格朗日方程，建立带有挠性部件的卫星平台姿态动力学方程，推导出卫星平台运动学方程，为后续控制器设计奠定基础。根据技术要求设计新型气压式分离解锁装置，推导出新型分离装置的数学模型并设计分离速度控制器，在此基础之上研究分离装置的设计参数对分离过程的影响，分析分离机构产生的冲击载荷对卫星平台轨道运动的影响以及分离机构偏离中心引起的冲击力矩和太阳帆板柔性对卫星平台姿态运动的影响。利用Lyapunov稳定性定理分别设计了PD控制器和滑模变结构控制器，当机动平台受到冲击载荷时，对比两种控制器的姿态稳定度和控制精度。针对太阳帆板挠性振动与平台之间的耦合影响，设计应变速率反馈补偿器，通过增加帆板的振动阻尼有效抑制振动，提高卫星控制精度。最后利用计算机仿真软件对分离控制系统进行仿真验证，同时建立火工分离装置的数学模型，通过对比仿真结果，证明相对于火工分离装置，在满足分离任务的同时，本文所设计的分离装置产生的冲击载荷更小，卫星姿态控制器能够满足要求，星体可以保持较高的控制精度和姿态稳定度。另外，本文还验证了主动振动抑制对控制系统动态特性的提升。