本文以航天运载器分离系统为背景，针对长行程分离系统开发设计了由弹性杆和滚珠组成的新型分离导向机构，并对应用此导向机构的某导弹分离系统进行了建模研究。通过分析弹性杆多个参数对分离过程的影响，得到弹性导向机构的参数优化组合。本文首先设计了新型导向机构，克服现阶段导向机构易卡死，分离体之间相互影响大的缺点，新型导向机构采用弹簧片加滚珠设计方案，减小分离过程中上下级之间的相互影响。针对采用本导向机构的某型号导弹的分离方案进行仿真分析，建立分离机构、导向机构、控制系统以及分离体碰撞检测模型。将分离体简化为刚体，采用牛顿—欧拉方法建立6自由度仿真模型，通过MATLAB中的SIMULINK功能开发仿真模型的计算模块。本文以某型导弹为研究对象，对带弹性导向机构的分离过程进行动力学仿真，获得导向机构弹性元件刚度系数、安装高度、预紧力三种因素对分离过程的影响规律，并进行多因素综合仿真，得到最佳导向机构设计参数组合。仿真结果表明，导向机构弹性杆刚度系数、导向机构预紧力，上层导向机构安装高度均对分离过程存在重要影响。以分离过程中两体最小间距为判断标准，在给定参数范围内，刚度系数越大，分离体最小间隙越大，而上部导向机构安装高度和导向机构预紧力的增大，则导致分离体最小间距先增大后减小。将单因素优化参数组合后进行综合仿真，得到导向机构的多参数优化组合，结果优于单因素仿真结果。