本发明公开了一种火箭的导引方法和装置，包括以下步骤：获取火箭当前级主动段的推力速度；根据推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，增量速度为火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，能量管理导引角为火箭当前推力与增量速度的夹角；根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，其中，增量速度夹角为火箭的当前速度与增量速度的夹角；根据当前规划攻角，导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。