本文以套接形式连接的导弹为研究对象，弹体上安装分离导向装置，该装置具有导向行程长、碰撞几率大的特点。导弹三级火箭与弹头分离过程中，系统参数对分离状态影响程度不同，文章通过分析相对姿态对各参数的全局灵敏度，判断分离状态是否稳定，辨识重要参数设计偏差，监测参数变化。本文针对导弹分离过程，建立分离动力学模型和碰撞检测模型。考虑分离火箭冲量是定值，采用在推力设计范围内等距划分的形式，对不同推力作用下的分离过程进行仿真，绘制最小分离距离与推力的拟合曲线，获得最利于分离的推力冲量参数组合。在设计偏差状态下，对分离系统参数进行灵敏度分析。分析过程以两体相对姿态角为目标函数，建立相对姿态角对分离系统参数的灵敏度模型，计算各参数对两体相对姿态的影响程度，结果表明各参数影响程度比较接近，分离状态相对稳定，结果同时表明此状态下的火箭推力横向偏移对分离过程的影响程度最大。对影响程度最大的推力参数进行辨识，需要首先对加速度进行噪声过滤。本文以速度为中间媒介，通过对速度滤波辨识实现对加速度噪声的过滤，然后以最小二乘法辨识推力值和推力作用位置等参数信息，结果表明参数辨识误差较低，能够满足精度要求。