本文以航天科技集团某院的在轨实验研究为基础，以空间站巡视卫星的绕飞轨道为应用背景进行理论研究并对其绕飞轨道构形进行设计规划。本文主要研究内容如下：首先通过数据分析和筛选，并利用电学公式对某空间任务中所使用的两种电推进器的推力进行计算，并与技术指标值进行对比和分析；由于电学的方法中某些参数是由地面实验的数据所得，而地面实验条件与空间实验条件不同，故算出的推力值不够精确，本文将利用在轨GPS测量的轨道数据，通过空间坐标转换关系以及轨道动力学方程，并考虑J2摄动项的影响，对推力值进行反算，从而达到获得更加准确的推力值的目的，计算结果也将为后文空间站巡视卫星的绕飞任务提供电推进器的推力参考数据。考虑地球非球形影响，建立了巡视卫星相对与空间站的摄动相对动力学方程，基于线性化后的相对动力学方程，设计了巡视卫星的绕飞轨道，在二体问题下建立相对运动动力学方程的方法主要是基于C-W方程的方法，本文首先在自然绕飞条件下，即外部环境的干扰力合力与推进器推力完全抵消时，通过C-W方程给出其解析解并通过推算得出绕飞轨道的构形以及J2摄动因素下的相对动力学方程以及J2摄动项对巡视卫星绕飞轨道的影响，这些也为后文的绕飞轨道保持控制律设计和仿真提供了基础。在实际应用中必须要在J2摄动项的影响下尽量保持原有绕飞轨道构形，本文在考虑J2摄动项的情况下，推导出六个轨道根数的变化率，在设计绕飞轨道时先给出线性化处理的解析解，再通过实际情况下相对动力学方程和基于Hill方程的相对动力学的对比并做差，给出了基于连续小推力设计PD反馈控制率的控制方法。并得出结论即前文提供的参考电推进器是否可满足任务需求。