本文主要针对多弹头与动力舱在高速气动环境下的分离过程进行研究,以动力舱上装载六枚为例,设计压缩弹簧与套筒配合的分离装置,通过CATIA软件建立六枚弹头与动力舱的分离的物理模型,通过MBDyn软件建立两体分离的动力学模型。通过三种不同的弹头解锁方式,分别是六弹头同时同步解锁、依次按顺序解锁、中心对称式两弹一组解锁的方式,对三种方式解锁后的多弹头与动力舱的分离过程进行动力学仿真与动力学参数的后处理分析,得到三种方案的动力学特性。同时,根据以往研究成果,多弹头导弹分离点大致设定在导弹的再入段,故分离点设定在58km的高空、设定分离点处导弹的飞行速度为4Ma,将两体分离的动力学模型中的运动数据记录,作为初始条件计入气动计算中。通过ICEM软件对六枚弹头与动力舱的物理模型进行网格划分,并分析了网格的质量与光滑程度,得到适合进行气动计算的网格文件。根据网格文件,通过Fluent软件建立六枚弹头与动力舱的气动模型,通过对Fluent软件迭代计算得到的气动载荷数值、压力云图、速度云图、温度云图进行分析,能够得到气动环境对于多弹头与动力舱分离造成的影响结果,并将得到的气动模型二次迭代到六枚弹头与动力舱分离的动力学模型中,得到在高速气动环境下,多弹头与动力舱的分离过程中动力学参数,并通过与不计气动环境下的分离动力学参数的比照,最终得到分析气动载荷对于分离造成的影响。本文根据以上两种类型的仿真,可以较为真实反映出多弹头与动力舱在高速气动环境下的分离过程,并可以通过MBDyn软件自带的可视化功能进行观察,对后续的多弹头技术动力学与空气动力学的研究有着较好的基础作用。