CN112462794B - 一种演示验证火箭悬停制导方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导控制方法及系统，所述方法包括：采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
Description
技术领域
本申请涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种演示验证火箭悬停制导方法及系统。
背景技术
目前，为降低液体火箭回收飞行试验的风险，国内外通常开展系留保护悬停试验来验证关键技术，在系留悬停试验中，制导系统需要实现上升、悬停、下降等功能，因此对试验中的火箭位置的控制都要求必须准确，否则就会造成试验失败，出现撞击试验设备，冲出试验区域等事故的发生。
发明内容
本发明提供了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，以解决或者部分解决在系留悬停试验中，不能准确控制火箭的降落位置的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，所述方法包括：
采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；
通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；
确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；
采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
优选的，所述横法向导引方法包括如下横法向导引公式：
式中：x、z为发射系下x向和z向位置(m)；其中，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数；Kuz为横向导引控制方程的系数。
优选的，所述采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正，具体包括：
通过所述横向导引控制量uz和所述法向导引控制量uy对所述火箭进行姿态控制，修正所述火箭在所述上升段制导中的姿态角。
优选的，所述通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：
在所述加速上升段导引中，预测所述火箭从所述加速上升段导引切换为所述减速上升段导引之后并且直到所述减速上升段导引结束时，所述火箭的上升高度能否达到所述悬停高度，若所述火箭的上升高度能够达到或者超过所述悬停高度，则对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换。
优选的，所述对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：
将所述火箭在所述加速上升段导引中的第一推力切换为所述减速上升段导引的第二推力，以对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；其中，所述第一推力大于所述第二推力。
优选的，若所述火箭的上升高度不能够达到所述悬停高度，则控制所述火箭继续加速上升，直至所述火箭的上升高度能够达到所述悬停高度为止。
优选的，所述确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导，具体包括：
根据推力计算公式PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy确定所述悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度；h为当前高度(m)；为悬停标准高度(m)，根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数。
优选的，采用横法向导引方法，对火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
优选的，所述横法向导引方法包括如下横法向导引公式：
式中：x、z为发射系下x向和z向位置(m)；其中，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数；Kuz为横向导引控制方程的系数。
优选的，所述采用横法向导引方法，对火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，具体包括：
通过所述横向导引控制量uz和所述法向导引控制量uy对所述火箭进行姿态控制，修正所述火箭在所述下降段制导中的姿态角。
本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导控制的系统，所述系统包括：
第一修正模块，用于采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；
切换模块，用于通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；
推力控制模块，用于确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；
第二修正模块，用于采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
优选的，所述横法向导引方法包括如下横法向导引公式：
式中：x、z为发射系下x向和z向位置(m)；其中，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数；Kuz为横向导引控制方程的系数。
优选的，所述第一修正模块，具体用于：
通过所述横向导引控制量uz和所述法向导引控制量uy对所述火箭进行姿态控制，修正所述火箭在所述上升段制导中的姿态角。
优选的，所述切换模块，具体用于：
在所述加速上升段导引中，预测所述火箭从所述加速上升段导引切换为所述减速上升段导引之后并且直到所述减速上升段导引结束时，所述火箭的上升高度能否达到所述悬停高度，若所述火箭的上升高度能够达到或者超过所述悬停高度，则对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换。
优选的，所述切换模块，具体用于：
将所述火箭在所述加速上升段导引中的第一推力切换为所述减速上升段导引的第二推力，以对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；其中，所述第一推力大于所述第二推力。
优选的，若所述火箭的上升高度不能够达到所述悬停高度，则控制所述火箭继续加速上升，直至所述火箭的上升高度能够达到所述悬停高度为止。
优选的，所述推力控制模块，具体用于：
根据推力计算公式PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy确定所述悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度(m/s2)；h为当前高度(m)；hcx为悬停标准高度(m)，根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数。
本发明公开了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。
本发明公开了一种火箭，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述方法的步骤。
通过本发明的一个或者多个技术方案，本发明具有以下有益效果或者优点：
本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，在系留悬停试验中，通过对火箭上升段制导进行姿态控制，并且在上升段制导中通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，从而能够准确的控制火箭在试验中的飞行姿态。进一步的，还确定了悬停推力控制火箭进行悬停段制导，并且在下降段制导中同样采用了横法向导引方法对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，通过三者结合能够保证在此试验中，能准确的修正火箭的飞行姿态，进而确保火箭准确的降落位置，可见，采用本发明的方法能够避免撞击试验设备，冲出试验区域等事故的发生，进而大大降低了液体火箭回收飞行试验的风险。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1示出了根据本发明一个演示验证火箭悬停制导方法的流程图；
图2示出了根据本发明一个演示验证火箭悬停制导系统的示意图。
具体实施方式
为了使本申请所属技术领域中的技术人员更清楚地理解本申请，下面结合附图，通过具体实施例对本申请技术方案作详细描述。
目前，为降低液体火箭回收飞行试验的风险，国内外通常开展系留保护悬停试验来验证关键技术，在系留悬停试验中，制导系统需要实现上升、悬停、下降等功能。因此对试验中的火箭位置控制，都要求必须准确，为了解决这一问题，本发明实施例公开了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，通过对火箭上升段制导进行姿态控制，并且在上升段制导中通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，从而能够准确的控制火箭在试验中的飞行姿态。进一步的，还确定了悬停推力控制火箭进行悬停段制导，并且在下降段制导中同样采用了横法向导引方法对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，通过三者结合能够保证在此试验中，能准确的修正火箭的飞行姿态，进而确保火箭准确的降落位置。
为了详细说明和解释本发明，下面请参考图1，本发明实施例公开了一种演示验证火箭悬停制导方法，该方法包括以下步骤：
步骤101，采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正。
在本实施例中，横法向导引方法根据横法向导引公式：
计算得到的。其中，x、z为发射系下x向和z向位置(m)，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)，在本实施例中，xcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)，在本实施例中，zcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数，在本实施例中，Kuf可取2，根据实际情况确定；Kuz为横向导引控制方程的系数，在本实施例中，Kuz可取2，根据实际情况确定。
具体来说，采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正，在具体的实施过程中，就是通过横向导引控制量uz和法向导引控制量uy对火箭进行姿态控制，修正火箭在上升段制导中的姿态角，由此可以保证在上升段制导试验中对火箭飞行位置进行准确控制。
进一步的，本实施例的上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引。加速上升段导引是通过火箭产生的第一推力对火箭进行助推，能够使火箭加速升空的控制方式，减速上升段导引是通过火箭产生的第二推力对火箭进行助推，能够使火箭减速升空的控制方式，通过两者结合保证火箭在上升段制导中，经过推力调节能准确的修正火箭的飞行姿态以及控制火箭的飞行速度，以准确控制火箭达到悬停高度。
步骤102，通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换。
在本发明实施例中，通过对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，及通过控制火箭在上升中飞行的速度来为火箭悬停做准备。
具体来说，就是在加速上升段导引中，预测火箭从加速上升段导引切换为减速上升段导引之后并且直到减速上升段导引结束时，火箭的上升高度能否达到悬停高度。预测可以在加速上升段导引中的任一飞行时刻进行预测。在具体的实施过程中，减速上升段导引的结束是按减速上升段飞行时间来判断，作为一种可选的实施例，若火箭的上升高度能够达到或者超过悬停高度，则对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换。
进一步的，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，就是将火箭在加速上升段导引中的第一推力切换为减速上升段导引的第二推力，其中，第一推力大于第二推力，在具体的实施过程中，推力是根据标准弹道装订的，可见经过第一推力与第二推力的切换，成功的控制了试验中火箭在上升段制导中的飞行姿态和飞行速度。
作为一种可选的实施例，若火箭的上升高度不能够达到悬停高度，则控制火箭继续加速上升，直至火箭的上升高度能够达到悬停高度为止。
而在减速上升段导引中，根据减速上升段的设计推力，考虑推力、和重力，通过积分预测至减速上升段结束，具体来说，减速上升段的设计推力同样是根据标准弹道装订，积分预测时的变量包括：时间、速度分量、位置分量和质量等等。
步骤103，确定悬停推力控制火箭进行悬停段制导。
具体来说，而在减速上升段导引中，根据推力计算公式PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy确定悬停推力控制火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度；h为当前高度(m)；hcx为悬停标准高度(m)，在本实施例中，hcx根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数，在本实施例中，k1、k2根据实际情况，可取-1000和-5000。根据计算出的推力，对火箭进行推力调节，进而使火箭进入悬停状态，为火箭的回收做好准备。
步骤104，采用横法向导引方法，对火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
在本实施例中，下降段制导中采用横法向导引方法和上升段制导中采用的横向导引方法是一致的，都采用了相同的公式，具体可参见上升段制导中的描述，在此就不再赘述了。
具体来说，本实施例也可以采用横法向导引方法，对火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，在具体的实施过程中，就是通过横向导引控制量uz和法向导引控制量uy对火箭进行姿态控制，修正火箭在上升段制导中的姿态角，由此可以保证在下降段制导试验中对火箭飞行位置进行准确控制。
在本实施例的实施过程中，对试验中火箭进行下降段制导时，发动机推力保持不变，直至火箭落地，发动机关机，制导结束。
以上是演示验证火箭悬停制导方法的全部过程，基于同一发明构思，参看图2，本发明实施例提供了一种演示验证火箭悬停制导系统，该系统包括：
第一修正模块201，用于采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；
其中，上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；
切换模块202，用于通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换；
推力控制模块203，用于确定悬停推力控制火箭进行悬停段制导；
第二修正模块204，用于采用横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
作为一种可选的实施例，第一修正模块201，具体用于：
用于采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；
其中，上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引。
在本实施例中，第一修正模块采用横法向导引方法，运用横法向导引公式：计算得到。其中，x、z为发射系下x向和z向位置(m)，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)，在本实施例中，xcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)，在本实施例中，zcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数，在本实施例中Kuf可取2，根据实际情况确定；Kuz为横向导引控制方程的系数，在本实施例中，Kuz可取2，根据实际情况确定。
具体来说，第一修正模块，具体用于对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正，在具体的实施过程中，就是通过横向导引控制量uz和法向导引控制量uy对火箭进行姿态控制，修正火箭在上升段制导中的姿态角，由此可以保证在试验中对火箭位置的准确控制。
作为一种可选的实施例，切换模块202，具体用于通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换。
具体来说，切换模块就是用于在加速上升段导引中，预测火箭从加速上升段导引切换为减速上升段导引之后并且直到减速上升段导引结束时，火箭的上升高度能否达到悬停高度。在具体的实施过程中，减速上升段导引的结束是按减速上升段飞行时间来判断，作为一种可选的实施例，若火箭的上升高度能够达到或者超过悬停高度，切换模块则对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换。
进一步的，切换模块对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，就是将火箭在加速上升段导引中的第一推力切换为减速上升段导引的第二推力，其中，第一推力大于第二推力，在具体的实施过程中，推力是根据标准弹道装订的，可见经过第一推力与第二推力的切换，切换模块成功的控制了试验中火箭的速度。
作为一种可选的实施例，若火箭的上升高度不能够达到悬停高度，则控制火箭继续加速上升，直至火箭的上升高度能够达到悬停高度，切换模块将第一推力切换为减速上升段导引的第二推力为止。
作为一种可选的实施例，推力控制模块203，具体用于：
确定悬停推力控制火箭进行悬停段制导。
具体来说，推力控制模块运用推力计算公式：PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy，确定悬停推力控制火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度；h为当前高度(m)；hcx为悬停标准高度(m)，在本实施例中，hcx根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数，在本实施例中，k1、k2根据实际情况，可取-1000和-5000。根据计算出的推力，对火箭进行推力调节。
作为一种可选的实施例，第二修正模块204，具体用于：
用于采用横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
在本实施例中，第二修正模块采用横法向导引方法，运用横法向导引公式：计算得到。其中，x、z为发射系下x向和z向位置(m)，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)，在本实施例中，xcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)，在本实施例中，zcx(h)由测发控系统装订，按高度插值；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数，在本实施例中，Kuf可取2，根据实际情况确定；Kuz为横向导引控制方程的系数，在本实施例中，Kuz可取2，根据实际情况确定。
具体来说，第二修正模块就是对火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，在具体的实施过程中，就是通过横向导引控制量uz和法向导引控制量uy对火箭进行姿态控制，修正火箭在上升段制导中的姿态角，由此可以保证在下降段制导试验中对火箭飞行位置进行准确控制。
在本实施例的实施过程中，第二修正模块对试验中火箭进行下降段制导时，发动机推力保持不变，直至火箭落地，发动机关机，制导结束。
该系统是在上述方法的架构上进行描述，故而涉及到具体的结构参见上述实施例的方法描述即可，本发明实施例就不再赘述了。
基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现前文任一方法的步骤。
基于与前述实施例中同样的发明构思，本发明实施例还提供一种火箭，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行程序时实现前文任一方法的步骤。
通过本发明的一个或者多个实施例，本发明具有以下有益效果或者优点：
本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，在系留悬停试验中，通过对火箭上升段制导进行姿态控制，并且在上升段制导中通过预测火箭的上升高度，对火箭执行加速上升段导引向减速上升段导引切换，从而能够准确的控制火箭在试验中的飞行姿态。进一步的，还确定了悬停推力控制火箭进行悬停段制导，并且在下降段制导中同样采用了横法向导引方法对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，通过三者结合能够保证在此试验中，能准确的修正火箭的飞行姿态，进而确保火箭准确的降落位置，可见，采用本发明的方法能够避免撞击试验设备，冲出试验区域等事故的发生，进而大大降低了液体火箭回收飞行试验的风险。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的普通技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (9)
1.一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，所述方法包括：
采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；
通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；
确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导，具体包括：在减速上升段导引中，根据推力计算公式PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy确定所述悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度(m/s2)；h为当前高度(m)；hcx为悬停标准高度(m)，根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数；
采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
2.如权利要求1所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，所述横法向导引方法包括如下横法向导引公式：
式中：x、z为发射系下x向和z向位置(m)；其中，x向为射向，z向为横向；xcx(h)为发射系下标准x向位置(m)；zcx(h)为发射系下标准z向位置(m)；uy为法向导引控制量(°)；uz为横向导引控制量(°)；Kuf为法向导引控制方程的系数；Kuz为横向导引控制方程的系数。
3.如权利要求2所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，所述采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正，具体包括：
通过所述横向导引控制量uz和所述法向导引控制量uy对所述火箭进行姿态控制，修正所述火箭在所述上升段制导中的姿态角。
4.如权利要求1所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，所述通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：
在所述加速上升段导引中，预测所述火箭从所述加速上升段导引切换为所述减速上升段导引之后并且直到所述减速上升段导引结束时，所述火箭的上升高度能否达到所述悬停高度，若所述火箭的上升高度能够达到或者超过所述悬停高度，则对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换。
5.如权利要求4所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，所述对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：
将所述火箭在所述加速上升段导引中的第一推力切换为所述减速上升段导引的第二推力，以对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；其中，所述第一推力大于所述第二推力。
6.如权利要求5所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，若所述火箭的上升高度不能够达到所述悬停高度，则控制所述火箭继续加速上升，直至所述火箭的上升高度能够达到所述悬停高度为止。
7.一种演示验证火箭悬停制导控制的系统，其特征在于，所述系统包括：
第一修正模块，用于采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；
切换模块，用于通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；
推力控制模块，用于确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导，具体包括：在减速上升段导引中，根据推力计算公式PZL＝mg+k1·(h-hcx)+k2·Vy确定所述悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度(m/s2)；h为当前高度(m)；hcx为悬停标准高度(m)，根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度(m/s)；k1、k2为导引系数；
第二修正模块，用于采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。
8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1-6任一项所述方法的步骤。
9.一种火箭，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1-6任一项所述方法的步骤。
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