CN116045744A - 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置，所述控制方法包括：基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过本申请提供的方法，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。

Description

一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置

技术领域

本申请涉及运载火箭制导设计技术领域，尤其涉及一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置。

背景技术

固体运载火箭内发动机的能量在火箭发射前无法准确评估，由于发动机的实际能量与理论能量存在差异，导致运载火箭在各子级主动段耗尽及分离时，实际速度大小及方向与标准弹道产生差异，进而导致运载火箭各子级分离体残骸的散布范围增大，为火箭残骸回收增加了工作难度和工作量。

目前通常采用摄动制导方法，通过跟踪标准弹道的飞行轨迹对火箭实际飞行轨迹进行修正。但在火箭发动机的实际能量与标准弹道偏差较大时，应用该方法将无法减小火箭各子级分离体残骸的飞行轨迹与标准弹道之间的较大差异，从而无法减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围。

因此，如何有效减小火箭分离体残骸的实际散布范围是目前亟需解决的技术问题。

发明内容

本申请通过提供一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，解决了如何有效减小火箭分离体残骸的实际散布范围的技术问题。

第一方面，一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，所述控制方法包括：

基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；

基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；

基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；

根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

进一步，所述基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组包括：

按预设的时间步长输出所述火箭的飞行俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角，作为所述标准飞行参数组。

进一步，所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令包括：所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行参数组内进行一维线性插值，以获得所述当前姿态角指令。

进一步，所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭的导引量包括：

所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行数组内进行一维线性插值，以获得所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角；

基于所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角，计算获得所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量。

进一步，所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角通过以下公式计算获得：

θ＝atan2(v_y,v_x)

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

v_x、v_y、v_z分别表示：所述火箭在导航坐标系内沿三维方向的速度分量；

v表示：所述火箭在导航坐标系内的速度模长。

进一步，基于计算获得所述火箭的导引修正量包括：

相对于需要控制的所述分离体对应的标准弹道主动段的中间时刻，当所述火箭的飞行时刻大于等于所述中间时刻，通过以下公式计算获得所述导引修正量：

dphi_dyxz＝K₁·K₂·|a₀-a_bz|

其中，

dphi_dyxz表示：最终输出的法向导引修正量；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

K₁、K₂表示：预设的导引修正量的导引系数。

进一步，所述导引修正量的导引系数K₁的预设条件为：

其中，

K₁表示：预设的导引修正量的导引系数；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

Δa表示：预设的所述导引修正量的触发门限。

进一步，所述修正所述火箭的导引量包括：

通过以下公式修正所述导引量：

dphi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·cos(γ)-uz1·sin(γ)

dpsi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·sin(γ)+uz1·cos(γ)

其中：

uy1、uz1分别表示：所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量；

dphi_dy、dpsi_dy分别表示：修正后所述火箭的输出法向导引量和输出横向导引量；

γ表示：所述火箭当前的滚转角指令。

进一步，所述根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差包括：

计算获得所述火箭的当前姿态角偏差，将所述最终导引量叠加给所述当前姿态角偏差，获得输出的最终姿态角偏差。

第二方面，本申请提供了一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制装置，所述控制装置包括：

获取模块，用于基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；

第一计算模块，用于基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；

第二计算模块，用于基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；

修正模块，用于根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

本发明实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本申请提供的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，首先基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；接着基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；接着基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；最后根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。通过使用修正后的姿态角指令，减小火箭实际弹道和标准弹道的差距，从而实现有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，降低火箭残骸回收的工作难度和工作量的技术效果。

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，用相同的参考图形表示相同的部件。在附图中：

图1示出了本发明实施例提供的方法的步骤流程示意图；

图2示出了本发明实施例提供的装置的结构示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

实施例一

本申请实施例一通过提供一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，解决了如何有效减小火箭分离体残骸的实际散布范围的技术问题。

为解决上述技术问题，本申请实施例提供了如图1所示的步骤S101-S104：

步骤S101，基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；

步骤S102，基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；

步骤S103，基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；

步骤S104，根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。

首先说明，本文中出现的术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

首先执行步骤S101，基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化。

具体来讲，包括按预设的时间步长输出所述火箭的飞行俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角，作为所述标准飞行参数组。

举例来讲，这里的时间步长可以设置为1s、2s等。对标准弹道的飞行时刻取固定时间间隔，输出火箭对应时刻的飞行海拔高度、俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角。将获取的每个时刻火箭输出的飞行海拔高度、俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角形成的集合，作为所述标准飞行参数组。

接着执行步骤S102，基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量。

具体来讲，所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭的当前姿态角指令包括：首先基于输入的所述标准飞行参数组，所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行数组内进行一维线性插值，从而获得所述当前姿态角指令。

所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭的导引量包括：所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行数组内进行一维线性插值，以获得所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角；基于所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角，计算获得所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量。

所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角通过以下公式计算获得：

θ＝atan2(v_y,v_x)

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

v_x、v_y、v_z分别表示：所述火箭在导航坐标系内沿三维方向的速度分量；

v表示：所述火箭在导航坐标系内的速度模长。

接着通过以下公式计算获得基于摄动制导的火箭的基础导引量：

uy1＝K_y·[θ-θ_cx(h)]

uz1＝K_z·[σ-σ_cx(h)]

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

θ_cx(h)、σ_cx(h)分别表示：根据火箭飞行高度插值得到的标准弹道倾角及标准弹道偏角，单位为°；

K_y、K_z分别表示：火箭的横向导引系数和法向导引系数，参考值为

30×π÷180；

uy1、uz1分别表示：火箭的基础横向导引量和基础法向导引量。

接着执行步骤S103，基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量。

首先，根据确定的标准弹道，计算输出所述标准弹道的标准半长轴。

一般火箭内发动机会给出发动机随时间变化的推力与秒耗量的标准数表，将该标准数表的中间时刻记为T₀，中间时刻与需要控制的分离体对应。

一般约定的中间时刻是例如“一级点火后10s”、“二级点火后20s”这样相对于各级发动机点火后的时刻。举例来讲，若当前需要对火箭的二子级分离体进行残骸控制，则在二级发动机耗尽关机前实施控制。例如当二级发动机整个燃烧时间为60秒，那么作为一种可选择的实施方式，二级发动机燃烧的20秒或者30秒即所述中间时刻，在所述中间时刻执行本申请提供的控制方法：即在要输出标准弹道二级主动段的发动机燃烧20秒或者30秒时，输出对应的标准弹道的标准半长轴a_bz。

所述标准半长轴a_bz通过以下公式计算获得：

其中：

μ表示：地球引力常数，其数值大小为3.986004418×10¹⁴m³/s²；

R表示：火箭T₀时刻的地心矢径大小，单位为m；

V表示:火箭T₀时刻的绝对速度模长大小，单位为m/s。

接着判断飞行时刻与所述中间时刻的大小关系。

当所述火箭的飞行时刻小于所述中间时刻，不对基础导引量进行修正。

当所述火箭的飞行时刻大于等于所述中间时刻，即t≧T₀时，

首先，设置引修正量的导引系数K₁，所述导引修正量的导引系数K₁的预设条件为：

其中：

K₁表示：预设的导引修正量的导引系数。

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

即火箭飞行至需要进行分离体残骸落区控制的子级主动段的T₀时刻时，例如原T₀为二级发动机开机后10s，则此处也对应的是实际飞行中二级发动机开机后10s，由飞行控制软件计算所得当前的实际半轴；

实际半长轴a₀可以通过计算标准半长轴的公式计算获得；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

Δa表示：预设的所述导引修正量的触发门限，这里将Δa的参考值取为1000m。

接着，通过以下公式计算获得所述导引修正量：

dphi_dyxz＝K₁·K₂·|a₀-a_bz|

其中：

dphi_dyxz表示：最终输出的法向导引修正量；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

K₁、K₂表示：预设的导引修正量的导引系数，这里将K₂参考值取为0.0003。

接着，通过以下公式修正所述导引量：

dphi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·cos(γ)-uz1·sin(γ)

dpsi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·sin(γ)+uz1·cos(γ)

其中：

uy1、uz1分别表示：所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量；

dphi_dy、dpsi_dy分别表示：修正后所述火箭的输出法向导引量和输出横向导引量；

γ表示：所述火箭当前的滚转角指令。

步骤S104，根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

具体来讲，包括计算获得所述火箭的当前姿态角偏差，即火箭当前的实际姿态与姿态指令的偏差，在最终输出角偏差至姿态稳定系统前，将所述最终导引量叠加给所述当前姿态角偏差，即将俯仰角偏差加上法向导引量，偏航角偏差加上横向导引量，获得输出的最终姿态角偏差。

与现有技术相比，本实施例提出的方法的优点在于：

基于摄动制导的固体运载火箭分离体残骸落区控制方法，针对固体运载火箭由于实际固体发动机能量偏差导致的各子级分离体残骸落区散布较大的问题，基于传统的摄动制导方法，通过判断与标准弹道相比的当前火箭实际能量状态，从而计算额外的法向导引修正量。最后将该法向导引量叠加在传统的摄动制导导引量上，作为飞控软件使用的导引量大小。

该方法通过在能量上、下偏差时，改变火箭飞行速度在铅垂方向的分量大小，从而对应地减小、增大分离体残骸的飞行距离，使其与标准弹道计算所得的分离体落点更接近。与传统的摄动制导相比，本方法改动量小、原理简单、可有效缩小火箭各子级分离体残骸因火箭实际固体发动机能量上下偏差导致的分离体残骸散布范围，减小火箭残骸时的工作难度和工作量，并且对火箭实际运载能力的影响较小。

实施例二

基于相同的发明构思，本申请实施例二提供了一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法装置，所述控制装置包括，获取模块201，第一计算模块202，第二计算模块203，以及修正模块204。

获取模块201，用于基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化。

具体来讲，获取模块201按预设的时间步长输出所述火箭的飞行俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角，作为所述标准飞行参数组。

第一计算模块202，用于基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭的当前姿态角指令和基础导引量。

具体来讲，第一计算模块202基于输入的所述标准飞行参数组，通过火箭飞控导航软件，根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行参数组内进行一维线性插值，以获得所述当前姿态角指令。

接着第一计算模块202基于输入的所述标准飞行参数组，通过火箭飞控导航软件，根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行数组内进行一维线性插值，以获得所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角；而后基于所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角，计算获得所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量。

第二计算模块203，用于基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量。

首先，第二计算模块203通过以下公式计算获得实际弹道倾角和实际弹道偏角：

θ＝atan2(v_y,v_x)

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

v_x、v_y、v_z分别表示：所述火箭在导航坐标系内沿三维方向的速度分量；

v表示：所述火箭在导航坐标系内的速度模长。

接着通过以下公式计算获得基于摄动制导的火箭的基础导引量：

uy1＝K_y·[θ-θ_cx(h)]

uz1＝K_z·[σ-σ_cx(h)]

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

θ_cx(h)、σ_cx(h)分别表示：根据火箭飞行高度插值得到的标准弹道倾角及标准弹道偏角，单位为°；

K_y、K_z分别表示：火箭的横向导引系数和法向导引系数，参考值为30×π÷180；

uy1、uz1分别表示：火箭的基础横向导引量和基础法向导引量。

接着，相对于需要控制的所述分离体对应的标准弹道主动段的中间时刻，当所述火箭的飞行时刻大于等于所述中间时刻时，第二计算模块203通过导引修正量的导引系数K₁的预设条件设置导引修正量的导引系数K₁。其中，所述导引修正量的导引系数K₁的预设条件为：

其中，

K₁表示：预设的导引修正量的导引系数。

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

Δa表示：预设的所述导引修正量的触发门限。

接着，通过以下公式计算获得所述导引修正量：

dphi_dyxz＝K₁·K₂·|a₀-a_bz|

其中：

dphi_dyxz表示：最终输出的法向导引修正量；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

K₁、K₂表示：预设的导引修正量的导引系数。

接着通过以下公式修正所述导引量：

dphi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·cos(γ)-uz1·sin(γ)

dpsi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·sin(γ)+uz1·cos(γ)

其中：

uy1、uz1分别表示：所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量；

dphi_dy、dpsi_dy分别表示：修正后所述火箭的输出法向导引量和输出横向导引量；

γ表示：所述火箭当前的滚转角指令。

修正模块204，用于根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

具体来讲，修正模块204计算获得所述火箭的当前姿态角偏差，将所述最终导引量叠加给所述当前姿态角偏差，获得输出的最终姿态角偏差。

通过本实施例提供的装置，能有效减小运载火箭各子级分离体残骸的散布范围，从而降低火箭残骸回收的工作难度和工作量。

以上所述的仅是本申请的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述，所属领域普通技术人员知晓申请日或者优先权日之前发明所属技术领域所有的普通技术知识，能够获知该领域中所有的现有技术，并且具有应用该日期之前常规实验手段的能力，所属领域普通技术人员可以在本申请给出的启示下，结合自身能力完善并实施本方案，一些典型的公知结构或者公知方法不应当成为所属领域普通技术人员实施本申请的障碍。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本申请结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本申请的保护范围，这些都不会影响本申请实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

Claims (10)

1.一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：

基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；

基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；

基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；

根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

2.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组包括：

按预设的时间步长输出所述火箭的飞行俯仰角、偏航角、弹道倾角、弹道偏角，作为所述标准飞行参数组。

3.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令包括：所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行参数组内进行一维线性插值，以获得所述当前姿态角指令。

4.如权利要求3所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭的导引量包括：

所述火箭飞控导航软件根据所述火箭的当前飞行海拔，在所述标准飞行数组内进行一维线性插值，以获得所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角；

基于所述火箭的标准弹道倾角和标准弹道偏角，计算获得所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量。

5.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角通过以下公式计算获得：

θ＝atan2(v_y,v_x)

其中：

θ、σ分别表示：所述火箭的实际弹道倾角和实际弹道偏角；

v_x、v_y、v_z分别表示：所述火箭在导航坐标系内沿三维方向的速度分量；

v表示：所述火箭在导航坐标系内的速度模长。

6.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，基于计算获得所述火箭的导引修正量包括：

相对于需要控制的所述分离体对应的标准弹道主动段的中间时刻，当所述火箭的飞行时刻大于等于所述中间时刻，通过以下公式计算获得所述导引修正量：

dphi_dyxz＝K₁·K₂·|a₀-a_bz|

其中，

dphi_dyxz表示：最终输出的法向导引修正量；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

K₁、K₂表示：预设的导引修正量的导引系数。

7.如权利要求6所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法其特征在于，所述导引修正量的导引系数K₁的预设条件为：

其中，

K₁表示：预设的导引修正量的导引系数；

a₀表示：所述中间时刻，获取的所述火箭的实际弹道的实际半长轴；

a_bz表示：所述标准弹道的标准半长轴；

Δa表示：预设的所述导引修正量的触发门限。

8.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于，所述修正所述火箭的导引量包括：

通过以下公式修正所述导引量：

dphi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·cos(γ)-uz1·sin(γ)

dpsi_dy＝(uy1+dphi_dyxz)·sin(γ)+uz1·cos(γ)

其中：

uy1、uz1分别表示：所述火箭的横向基础导引量和法向基础导引量；

dphi_dy、dpsi_dy分别表示：修正后所述火箭的输出法向导引量和输出横向导引量；

γ表示：所述火箭当前的滚转角指令。

9.如权利要求1所述的一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法，其特征在于：所述根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差包括：

计算获得所述火箭的当前姿态角偏差，将所述最终导引量叠加给所述当前姿态角偏差，获得输出的最终姿态角偏差。

10.一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制装置，其特征在于，所述控制装置包括：

获取模块，用于基于所述分离体对应的标准弹道，获取标准飞行参数组；其中，所述标准飞行参数组随所述火箭的飞行海拔而变化；

第一计算模块，用于基于所述标准飞行参数组，计算获得所述火箭当前的姿态角指令和基础导引量；

第二计算模块，用于基于计算获得所述火箭的导引修正量，对所述基础导引量进行修正，获得最终导引量；

修正模块，用于根据所述最终导引量修正所述火箭的姿态角偏差。

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