Esta investigación aborda el aterrizaje lunar de precisión con mínimo combustible en el Polo Sur, centrándose en el diseño de trayectorias y la guía casi óptima destinada a llevar una nave espacial desde una órbita lunar baja circular (LLO) a un estado de suspensión instantánea sobre la superficie lunar. La dinámica orbital se propaga en un marco basado en efemérides de alta fidelidad, que emplea coordenadas esféricas como variables de estado e incluye varios armónicos del selenopotencial, así como perturbaciones gravitacionales de cuerpos externos debido a la Tierra y el Sol. Se identifican transferencias de descenso de dos impulsos con mínimo combustible utilizando soluciones del problema de Lambert como conjeturas iniciales, seguidas de un refinamiento en el modelo de alta fidelidad, para un rango de inclinaciones iniciales de LLO. Luego, se diseña y prueba un algoritmo de guía impulsiva basado en Lambert a través de una campaña de Monte Carlo para evaluar la efectividad en condiciones no nominales relacionadas con errores de inyección y actuación. Debido a que la última maniobra de frenado es relativamente grande, se introduce y aplica una guía casi óptima de empuje finito y localmente plana. Se asume una dinámica simplificada con el propósito de definir un problema de control óptimo de tiempo mínimo a lo largo del último arco de empuje. Esto admite una solución en forma cerrada, que se utiliza de manera iterativa hasta alcanzar la condición de suspensión instantánea deseada. Los resultados numéricos en condiciones de vuelo no nominales dan testimonio de la efectividad del enfoque de guía en términos de consumo de propulsante y precisión en el aterrizaje.