在起飞段，火箭姿态系统存在严重的结构不确定性；同时，起飞过程中，受干扰力、力矩和惯导测量误差的影响，火箭可能会偏离标准轨道；而且，发动机合成摆角有限会降低系统的控制性能，这些均是运载火箭控制器设计时必须考虑的实际问题。本论文结合航天一院一部创新基金课题（发动机机架变形测量及主动抑制技术方案研究），以某新型运载火箭为背景，设计了火箭姿态角的滑模控制方法。本文主要研究内容如下：首先，以某型号运载火箭为背景，根据该型火箭的技术资料，推导了它的动力学方程；然后，合理替换小偏差量，获得线性时变的动力学方程；最后，得到火箭姿态系统状态方程，用于后面章节的算法设计。然后，针对运载火箭姿态系统，结合自适应律，提出两种新型的Terminal滑模控制方法。有限时间内，实现了姿态系统对期望轨迹的渐近跟踪控制和对外部干扰的稳定抑制。首先，针对系数矩阵不确定性，采用自适应技术对随机波动的系数进行实时估计。同时，考虑到存在外界干扰以及采用饱和函数消弱抖振使得稳定性变差的问题，加入条件积分，设计了新的Terminal滑模面，提高了该方法对干扰的稳定抑制能力。其次，通过滑模面的设计，解决了Terminal滑模控制中存在的控制项可能趋于无穷大的技术难点。此外，通过滑模面参数的合理设置，使系统状态从0时刻就停留在滑模面上，确保运载火箭姿态系统的全局稳定。最后，采用与实际火箭姿态系统参数同数量级的数据，进行了MATLAB数值仿真验证。最后，针对火箭发动机摆角幅度有限的问题，提出了两种控制算法。首先，在保证姿态系统稳定的前提下，在传统的姿态控制系统中，引进辅助系统对控制器进行内补偿。此外，考虑运载火箭姿态系统中的参数不确定和存在未知干扰问题，基于神经网络逼近技术，提出了一种考虑火箭发动机摆角受限的自适应神经网络控制方法。然后，针对存在机架变形和地面风等不可测干扰的姿态系统，提出了一种考虑发动机合成摆角大小有限的自适应L2增益干扰抑制方法。首先，在没有干扰时，针对运载火箭姿态系统，得到了一种控制算法。然后，针对姿态系统存在较大干扰的情况，考虑火箭发动机合成摆角大小有限，设计了具有L2增益干扰抑制能力的自适应控制算法。最后，将上述设计的控制方法，应用于某型运载火箭动力学方程上，进行数值验证。数学仿真表明，在存在系统参数矩阵不确定和外界干扰的条件下，本文提出的滑模变结构控制算法可以实现对期望轨迹的完全跟踪，并且，具有良好的鲁棒性。