发明涉及助推器技术领域，且公开了一种导弹助推器自动分离机构及其分离方法，包括与导弹尾部连接的平衡尾翼，所述尾翼尾部安装有自动分离机构，所述自动分离机构的尾部安装有推进器，所述平衡尾翼包括尾翼座，通过在翼片的尾部加上一个锁紧轴，与翼片形成同步运动关系，在翼片的展开和锁定过程中完成了助推器的解锁和分离动作，结构简单可靠，将尾翼角度限位机构、轴向限位机构等零部件全部集中设计，通过尾翼座的外形特征来保证尾翼张开后的限位，整个尾翼机构零部件减少，工作可靠性提升，不仅具有影响导弹气动外形，提高飞行稳定性的功能，还具有尾翼闭合状态下的自锁功能，防止在膛内运动时尾翼机构与导弹发生相对运动。