本论文研究登月飞行器软着陆末端距月球表面2000米高空时的姿态控制问题。此时,飞行器水平速度为零,竖直速度较小,姿态存在着较大的偏差,进而飞行器转入垂直下降段。姿态调整的目的是使三轴角速度为零,并且垂直于月表下落。登月飞行器的姿控系统具有复杂的非线性和强耦合特性,其动力学方程包含干扰力矩。对于其姿态控制问题,本文做了以下工作:(1)以欧拉角1-2-3的旋转顺序推导了姿态运动学方程。(2)滑模变结构控制由于对系统自身参数摄动及外界干扰具有不变性,所以是一种比较好的非线性控制方法。本文对滑模面采用指数趋近律,不但加快了正常运动的速度,又可避免状态点在切换面附近发生较大的抖动。为了更好地解决抖振问题,论文进一步提出了基于反正切函数的准滑模变结构控制,从而使系统不仅具有好的稳定性,而且动态响应特性很好。(3)针对登月飞行器的标称系统,利用Bang-Bang控制原理,求得最速控制律。由于时间最优控制并没有考虑到稳定性问题,为此本文根据自治系统的Lyapunov全局渐近稳定性定理,推导出姿控系统的一组非线性反馈镇定律,最终实现了对姿态的机动和保持。(4)根据实际情况给定系统初值及若干参数,用本文提出的两种方法进行仿真,并对结果进行了分析。从仿真结果可看出:反正切函数准滑模控制可以有效地解决滑模控制的抖振问题,但其控制力矩的幅值较大。而针对标称系统,利用时间最优及反馈镇定控制方法求得的控制器幅值小,且在客观干扰力矩存在的条件下,也是有效的。