本文研究了喷气背包式月表载人机动装置（Manned Maneuvering Unit,MMU）的飞行控制问题。MMU能携载航天员在月面低空机动飞行,比月球车（Lunar Roving Vehicle,LRV）具备更强的越障能力和机动速度,可极大地延伸航天员的活动范围,提高运作效率,为未来载人登月工程中航天员出舱活动提供强大的技术支持。论文首先设计了MMU的总体构型和姿态控制系统。其总体构型类似于美国载人航天出舱活动中采用的喷气背包,同时为了能够克服月表重力,增设了小型火箭发动机以提供轨控能力。姿控系统由位于MMU的8个顶点上的24个冷气喷嘴构成,其中12个喷嘴构成一套独立的姿控系统,提供三轴姿控力矩,另外12个喷嘴则作为冗余备份。姿控系统采用了脉宽脉频调制（PWPF）技术,将控制律生成的姿控力矩调制成便于姿控发动机实现的脉冲形式。论文研究了MMU携载航天员在月面机动飞行时上升转弯段的最优控制和相应的最优轨迹。因为上升转弯段要和巡飞段平稳衔接,所以上升转弯段结束时刻的飞行高度、速度的水平分量和竖向分量受到一组共三个等式约束。MMU火箭发动机推力限幅,以上升转弯段火箭发动机推力大小和推力方向角函数为自变量函数,以燃耗最省为性能指标构成最优控制问题。论文采用Pontryagin极小值原理进行分析研究,结果表明最优推力大小函数是开关函数,且至多切换一次,最优推力方向角函数的余切是时间的仿射函数,从而将问题转化为三等式约束下的四参数优化设计问题,设计自由度为一,可通过单自由度数值搜索方法容易地解决。针对优化出的上升转弯轨迹和相应的标称推力函数,论文研究了对最优轨迹的闭环跟踪控制。采用内外环分别独立设计,最后进行综合仿真验证的方法进行设计。外环是制导环,根据轨迹跟踪误差生成火箭发动机推力大小和MMU姿态角,作为控制输入;内环是姿控环,以外环得到的MMU姿态角输入作为被跟踪的指令信号,以MMU实际姿态与指令值间的误差为反馈量,生成MMU姿控力矩作为内环的控制输入。考虑到MMU是微小型航天器,航天员质量与MMU质量相比不是小量,其肢体动作对MMU姿轨控会产生一定影响。论文将航天员分为躯干、大腿、小腿构成的多刚体系统,采用Kane方法建立了航天员-MMU耦合的多刚体飞行动力学方程组,研究了航天员下肢（大小腿）动作对MMU轨迹和姿态控制的影响,以及对姿控工质消耗的影响。论文最后研究了MMU火箭发动机故障停机后的应急下降控制问题。此时,将喷嘴向下的四个姿控发动机切换成轨控发动机,代替火箭发动机的功能,实现月面软着陆,保障航天员安全。因为四个姿控发动机执行轨控功能,其工质消耗速度比姿控时更快,故本章以工质消耗最省为性能指标研究其下降控制。采用Pontryagin极小值原理进行分析计算,发现最优的下降控制策略是先关后开的模式,即先关机使MMU自由落体,在某个时刻切换为全力开机状态,进行制动下降直至软着陆。论文计算出了开机时刻,并进行了数值仿真验证。