一种火箭减载控制方法、装置及电子设备

本申请实施例提供了一种火箭减载控制方法、装置及电子设备，涉及火箭控制技术领域。该方法包括：获取火箭的实时飞行参数，基于实时飞行参数及预设的对应关系，确定用于对火箭进行减载的目标滚转角，实时控制火箭减载，上述对应关系中包括多种预设飞行参数、以及每种预设飞行参数所对应的目标滚转角。其中，上述对应关系中的每种预设飞行参数对应的滚转角是通过对火箭进行空气动力学模拟测试获得的该种飞行参数对应于最小气动载荷时的滚转角，基于本申请实施例提供的该方法，在火箭实际飞行中，可根据上述对应关系中快速确定出与实时飞行参数对应的气动载荷最小的滚转角，从而可实时有效的降低火箭受到的气动载荷，实现对火箭的有效减载。