本发明提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机，涉及火箭固体助推器姿态控制技术领域，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。本发明可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳。