چکیده: در این پژوهش مکانیسم جدایش یک سامانه هوافضایی توسط رینگ فنا شونده کامپوزیتی موردبررسی قرارگرفته چگونگی و امکان سنجی به واقعیت پیوستن پژوهش وابسته به آن بود که هم درزمینه ی علمی و هم تجربی موردبررسی قرارگرفته شود. در فاز طراحی، شکل مکانیکی قطعه، نحوه اتصال آن به سیستم های پیشران و محل دقیق جدایش تعیین گردیده است. در طراحی اولیه رینگ جدایش ضخامت محل جدایش 5 میلی متر تعیین گردیده است، تنش های وارده به رینگ جدایش بسیار کم بوده سپس با تغییر طراحی، در یک طرح بهینه و منطقی باضخامت ایده آل در محل جدایش به ضخامت 2 میلی متر دست‌یافتیم و در فاز تحلیل از نوع الیاف کربن و رزین اپوکسی گرماسخت استفاده‌شده است. در تحلیل انجام‌شده، مقدار نیرو و نحوه اعمال آن، زوایای الیاف، و شرایط مرزی برای مجموعه مونتاژی در نرم‌افزار آباکوس تعیین گردیده است. و با توجه به تحلیل تنش مکانیکی انجام‌شده بیشترین تنش که به لایه ها در جهت های مختلف وارد شده 338 مگاپاسکال می باشد. با کمترین مقدار انفجار، جدایش صورت گرفته و نیروهای وارده در هنگام مانور و جابجایی را به‌خوبی تحمل کند. بررسی جدایش در تحلیل انفجار با استفاده از کرد انفجاری پتن10 گرم بر متر صورت گرفته و نتایج آن با آزمون تجربی انفجار مقایسه گردیده، هدف از آزمون انفجار و تحلیل عددی، جدایش رینگ کامپوزیتی از محل از پیش تعیین شده می باشد.