超低轨道航天器是指轨道高度在120-300千米范围内的航天器。由于轨道高度极低,超低轨道航天器在对地观测等方面具有明显优势。在超低轨道上存在大量气体分子,气动力作用明显,超低轨道航天器就必须考虑气动力矩等环境干扰的影响,其姿态控制系统应当具有较强的抗干扰能力。通过设计不连续的控制律,滑模控制可使系统沿滑模轨迹运动,对外部干扰鲁棒性强。因此,本文考虑外界干扰影响,研究了超低轨道航天器滑模姿态控制方法。本文主要工作有:以姿态动力学和运动学方程为基础建立了超低轨道航天器姿态动力学模型。基于四元数法推导了姿态误差运动学和动力学方程。对影响超低轨道航天器的环境干扰力矩——气动力矩和引力梯度力矩进行了分析计算。设计了滑模姿态控制律,解决了外界强干扰影响下超低轨道航天器的姿态稳定控制问题。基于姿态误差选取了滑模面,根据动力学方程设计了控制律,并利用李亚普诺夫理论证明了其全局稳定性。采用双曲正切函数替换符号函数,削弱了滑模固有的抖振。仿真结果证明了滑模控制律的有效性和强鲁棒性。设计了变参数的有界姿态控制律,解决了控制受限下超低轨道航天器的姿态稳定控制问题。基于姿态误差选取了变参数滑模面,依据滑模面设计了有界控制律,并利用李亚普诺夫理论证明了其全局稳定性。为加快收敛,引入了滑模面切换机制。仿真结果表明所设计的控制律不仅在较短时间内实现了姿态稳定控制,而且控制力矩始终处于预定范围。设计了终端滑模姿态控制律,解决了超低轨道航天器有限时间姿态稳定的问题。基于终端滑模理论,选取了终端滑模面,在有限时间稳定性理论指导下设计了控制律,并利用李亚普诺夫理论证明了其有限时间收敛特性。仿真结果表明所设计的控制律不仅能够实现有限时间姿态稳定控制,而且可以在收敛时间增幅较小情况下完成初始偏差大幅增加下的姿态稳定控制。本文的工作成果可应用至空间站、航天平台等领域,对完善超低轨道航天器控制理论体系,推动超低轨道航天器的发展和应用具有重要意义。