服务航天器近场操作技术可以提高空间服务的工作效率和实时性。由于近场操作过程需要精确的位置和姿态控制,并且控制方法的有效性会直接影响服务航天器的性能和最终的服务质量,因此,本文对近场操作过程中需要用到的控制技术进行了深入地研究。以微纳星对运行于地球同步轨道附近的非合作目标航天器抵近飞行以执行在轨监视任务为背景,为了高精度地抵近飞行,将整个近场操作过程分为两个阶段:微纳星与目标航天器的相对距离从400m到100m的第一阶段以及相对距离从100m到10m的第二阶段,并详细研究了微纳星在这两个阶段所需的控制方法。本文首先研究了近场操作过程中的模型建立问题,建立了相对运动轨道动力学模型和姿态运动模型。研究了微纳星在近场操作第一阶段采用的控制方法,通过对推力器布局的分析,针对脉冲推力工作模式,基于查表法设计了推力分配方案。设计了基于转动-点火-转动的制导逻辑与控制逻辑来实现轨道控制与姿态控制的切换,同时设计了非奇异快速终端滑模力矩控制器。最后通过仿真得到最终的相对位置误差为0.273 1m,相对速度误差为0.002 m s,相对姿态和角速度可以在很短的时间内收敛,从而验证了制导与控制逻辑的有效性以及力矩控制器的性能。研究了微纳星在近场操作第二阶段采用的控制方法,针对连续推力工作模式,基于线性规划法设计了推力分配方案。设计了计算制导控制方案,给出了该过程需要考虑的各种约束,通过对其凸化处理将原始问题转化为凸问题,随后引入迭代求解的思想,并利用基于序列凸规划的模型预测控制算法控制微纳星沿期望轨迹运行。最后通过仿真得到每次规划时间都小于制导系统的更新时间,并且在仿真过程中一直满足视场角约束、终端状态约束以及控制力和控制力矩幅值约束,从而验证了该控制方案的有效性。