Questo lavoro di tesi affronta il problema dell’ottimizzazione della traiettoria di allunaggio di un lander spaziale. L’obiettivo principale è la massimizzazione della massa finale al termine dell’atterraggio, minimizzando il consumo di propellente durante la fase di discesa libera e atterraggio verticale. La metodologia utilizzata si basa su un approccio di ottimizzazione diretta con vincoli di missione, implementato in ambiente MATLAB tramite il solutore fmincon, utilizzando l’algoritmo sequential quadratic programming. Lo studio si articola in tre analisi principali: il confronto tra strategie a spinta costante e ottimizzata, l’influenza dell’altitudine del perilunio e l’effetto del punto di inizio della discesa da una trasferta di Hohmann.