卫星的空间应用已迈向网络化，编队飞行是其中具有代表性的方向之一，是一种革命性创新的技术。通过多颗卫星按一定空间构形协同工作，不仅可以实现传统单星的功能，甚至可以完成其难以实现的空间任务，降低系统风险和成本。对于合成孔径成像、天文观测等特殊任务，需要高精度的相对状态确定和构形保持控制。但由于轨道运动规律和摄动因素的影响，卫星间相对位置变化且存在不确定性，为此，需要解决相对导航和构形保持等基础理论和关键技术问题。本文针对近距离卫星编队任务，基于连续小推力控制方法，研究了高精度相对导航和精密维持控制方法。　　首先，基于卫星编队飞行系统，建立了卫星编队飞行相对轨道动力学方程，并引入了 J2项摄动项；同时，基于全球定位系统（GPS）测量，建立GPS载波相位差分（CDGPS）模型。　　其次，在考虑J2项主要摄动力的高精度方程基础上进行推导，通过引入星载加速度计测量值获得卫星相对加速度，建立了推力加速度在线辨识模型，提出一种基于推力在线辨识的改进的EKF方法精确估计编队卫星相对状态，其中推力辨识方法能够精确重构连续小推力加速度。通过 Matlab仿真验证了改进的EKF算法的有效性，该方法利用在线辨识方法能够精确补偿推力加速度，滤波精度高。　　再次，针对卫星编队轨道维持问题，提出了一种带有控制受限的自适应连续控制策略，设计了自适应闭环反馈控制律，使卫星编队飞行控制一直保持较高的精度。仿真结果表明，在考虑误差存在的情况下该控制器能够准确的进行轨道维持控制。　　最后，本文针对实际近距离卫星编队飞行任务，基于RTLAB分布式实时仿真平台设计了卫星编队维持半物理仿真系统。通过半物理仿真系统验证前文提出的基于连续小推力辨识的相对导航方法和带有控制受限的自适应连续控制方法，表明其均有一定的理论意义和工程应用价值。