本发明公开了一种基于精确罚函数的航天器时间最优姿态控制方法，包括以下步骤：S1，建立刚性航天器的姿态模型；S2，建立时间最优航天器姿态控制问题模型P1；S3，时间最优航天器姿态控制问题模型P1转换为有限维参数优化问题P2；将有限维参数优化问题P2转换为仅含初始状态约束的参数优化问题P3；S5，将参数优化问题P3转换为可计算的非线性规划问题，完成最优航天器姿态控制问题模型P1的求解，实现航天器时间最优姿态控制。本发明可以实现角速度和控制量约束下航天器姿态快速机动。同时将带约束的无限维控制量优化问题，转换为一般的非线性规划问题，使得航天器时间最优姿态控制求解更加简单，实现航天器姿态的快速机动。