摘要
本申请公开了一种火箭上升段控制方法、装置、设备、介质及产品，涉及火箭控制领域，该方法包括获取当前控制周期下火箭的当前飞行状态；根据所述火箭的当前飞行状态利用多普勒测量原理计算火箭前方设定测量距离处的风速向量；根据所述火箭前方设定测量距离处的风速向量建立风场模型；根据所述风场模型结合火箭的飞行动力学模型、任务约束条件和发射目标要求确定最优飞行轨迹；根据所述最优飞行轨迹利用所述当前飞行状态确定控制指令并控制火箭执行机构执行所述控制指令；对所述当前控制周期进行更新，直至火箭抵达目标地。本申请能主动适应风场变化，从而提高控制精度。
