本发明公开了一种刚体航天器基于MRP参数的刚体航天器抗退绕滑模姿态机动控制方法，所述方法包括如下步骤：S1、建立基于MRP参数的刚体航天器姿态机动误差动力学方程；S2、采用双曲正弦函数构造滑模函数，使得滑模面包含两个平衡点；S3、采用李雅普诺夫稳定性理论，设计基于MRP参数的抗退绕滑模姿态机动控制律；步骤S4：将抗退绕滑模姿态机动控制律应用于刚体航天器跟踪控制，避免航天器发生退绕的情况。采用本发明设计的抗退绕滑模姿态机动控制方法可以保证闭环系统具有抗退绕姿态控制和良好的稳定性，且刚体航天器在姿态机动过程中无退绕现象。