本发明公开一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法，S1：获取航天器入轨位置和速度，得到入轨造成的误差；S2：计算当前时刻动力学模型线性化后的雅克比矩阵；推算当前时刻航天器相对名义轨道的状态偏差；S3：求解线性二次调节器的控制律，计算当前时刻滑模面取值；S4：根据推力的大小和方向，判断推力器能否执行当前需要的推力大小；S5：将新航天器状态信息更新轨道误差外推模型，重复步骤S2～S5到轨道维持任务结束。本发明方法不仅可兼顾轨道维持过程的状态偏差和燃料消耗，且针对外扰动有较好鲁棒性，在深空探测任务中具有未知扰动的动力学环境下实现对航天器的良好维持，在深空探测轨道维持任务中有良好前景。