随着任务需求的增长,空间技术正在朝着多任务性和自主化方面发展。针对空间非合作目标绕飞的概念正是在这样的环境下提出的。绕飞运动能够实现对目标的辨识、监视和长期在轨跟踪,对于军事目标的实时监控以及己方航天器的维护具有较大的应用价值。目标的非合作性质和绕飞的自主性要求为实现任务提出了许多特殊问题。本文主要研究相对绕飞的轨道设计问题,将绕飞过程分为导引段和绕飞段两个阶段,主要内容包括以下几个方面:首先,建立了适合分析两个航天器相对运动的数学模型;分析了J₂项摄动对相对运动的影响;对其解析解进行分析,从而得出了形成自然绕飞的必要条件。其次,在导引段,以脉冲控制策略为前提,分别设计了指数滑移导引律和能量最优转移轨道。指数滑移导引律的基本思想是在逼近过程中,保证追踪星的当前位置和终端位置之间的矢量方向不变,而逼近速度逐渐减小;以总冲量消耗为优化指标进行了能量最优的转移轨道设计。再次,根据各种约束条件,设计了追踪航天器的绕飞轨道。综合考虑任务安全性、长期工作能耗和发动机性能等因素形成了设计自然绕飞轨道的约束条件;设计了空间圆受控绕飞轨道,研究了绕飞角速度的选取、绕飞轨道半径的容许范围和受控绕飞初始相位等问题;研究了绕飞时机的选取问题以便于较好地观测目标。最后,对导引段和绕飞段的轨道设计进行了仿真分析,验证了设计轨道的实用性和脉冲控制方法的有效性。