基于一体化线性算子和抗饱和技术的航天器跟踪控制方法，本发明涉及航天器跟踪控制方法。本发明的目的是为了解决近距空间任务中，航天器在受制于惯性参数不确定性和输入饱和等不利工况的条件，导致航天器姿态轨道跟踪机动控制性能低的问题。过程为：测量获取目标和追踪航天器姿轨状态，确定目标和追踪航天器之间相对位姿构型，获得追踪航天器位姿追踪误差；确定追踪航天器本体坐标系下的速度追踪误差；定义追踪航天器本体坐标下目标和追踪航天器的滤波误差；引入线性算子，确定惯性参数更新矩阵；获得惯性参数实时估计；获得抗饱和辅助系统状态向量；获得控制输入向量执行位姿一体化跟踪控制策略。本发明用于航天器跟踪控制领域。