近年来我国航天事业的茁壮发展为处理各种复杂、艰巨的空间任务提供了重要保障,我国航天关键技术不断提高,航天器的研究思路也将围绕着“更轻、更好、更省”展开。同时,航天器在实现在轨装配、空间碎片清理、交会对接等任务时,需要在极近距离下保持高精度的机动操作。尤其在面对非合作目标执行任务时,需要微小航天器具有非常精确的快速机动能力,这也是各个国家目前研究的热点。而采用忽略轨道和姿态之间耦合的分别控制方法,已不适用于执行极近距离任务时所需的精确建模与控制,特别是在面对需要大角度机动以及快速追踪和轨道保持能力的非合作目标航天器时。在这样的背景下,紧密围绕着微小航天器导引控制方案的全过程,本文重点研究了近程导引及绕飞段的快速机动方法和高精度追踪段的姿轨耦合动力学建模与控制方法两项关键内容。首先对关键技术的国内外研究现状及进展进行了分析,对航天器常用姿态描述方法、稳定性分析、滑模变结构控制等相关基础理论进行介绍,为后续的研究做铺垫。针对微小航天器近程导引及绕飞段的轨道转移问题,利用轨道力学的基本原理,将C-W方程转换为状态转移矩阵的表达形式;在双脉冲转移机动的基础上,提出多脉冲减速滑移的轨道转移策略;在绕飞段基于多脉冲转移的方法对机动绕飞的形式进行分析,快速完成对目标航天器绕飞观测的任务。最后通过数值仿真,验证多脉冲减速滑移的轨道转移策略的可行性。针对微小航天器的姿轨耦合动力学建模问题,选取李群李代数的数学工具作为几何力学框架一体化描述航天器的空间运动。在SE(3)空间上针对设想情景下目标航天器和追踪航天器的位姿分别构型,并重新推导特殊欧式群SE(3)下的航天器动力学模型,作为后续章节高精度追踪段滑模控制器设计的基础。针对微小航天器对目标航天器的高精度追踪控制问题,在几何力学框架下,为了实现对目标航天器的有限时间追踪,提出基于SE(3)的终端滑模控制策略;分别设计出终端滑模面和自适应快速终端滑模面,并选取了相应的李雅普诺夫函数对系统的稳定性做出证明;最后在存在外部干扰情况下,通过数值仿真验证了上述控制算法的有效性,并对仿真结果做出对比分析。