探空火箭作为一种结构简单的无控系统飞行器,能够通过选择不同发动机调整火箭射高,且造价远低于卫星、空间站等轨道运行设备。目前广泛应用于近地空间环境探测,微重力实验及新型空间设备验证等多个领域。本文以某型探空火箭为背景,对探空火箭飞行全过程进行了动力学建模,研究了降落伞-探空仪系统的分离、展开到稳定下落的具体过程并进行了特性分析,对可能影响探空火箭飞行弹道的因素进行了具体分析,针对探空火箭飞行轨迹可能在风场作用下出现的偏差,提出了一种基于保证降落伞-探空仪系统顺利分离的风修方法,为探空火箭弹道的风场补偿提供了新的思路。首先,对探空火箭从发射离轨到自由飞行段进行了建模,对发射及自由飞行段的基本特性进行了分析,并对不同发射仰角下下沉角对火箭射高的影响进行了研究。其次,对降落伞分离-拉直-充气过程进行了研究,针对该过程中可能出现的头锥-箭体碰撞问题进行了具体分析。建立了包含伞体附加质量特性的盘缝带伞-探空仪多体系统模型,对风场影响下降落伞-探空仪稳定下落过程中的相对运动特性进行了分析。再次,以探空火箭射高为试验目标,采用正交试验的方法,选取可能对射高产生影响的偏差参数进行仿真试验。通过对所得试验结果进行分析,得到各参数对火箭射高的影响趋势及显著程度。最后,对探空仪系统与箭体的分离条件进行了分析,并在此基础上,基于模式搜索法,以分离条件为目标,进行风修计算,并设计了一简易交互界面。经多组风场数据检验,该方法快速且精确度较高。文中所做工作可为探空火箭的设计分析及发射等问题提供理论依据。