卫星编队飞行时一种新兴的航天器运行模式，相对于传统卫星轨道拥有更广阔的应用前景，是未来航天技术发展的重点方向之一。卫星编队飞行技术经过十几年的发展，已经取得了很大的成果，但是在动力学演化，轨道控制，构型保持等方面还有很大的发展空间。　　本文研究了各种不同的轨道上的卫星编队飞行的构型保持和控制问题。对于卫星编队的动力学，控制策略做了较为深入的研究和探讨。以编队卫星的运动学为基础建立了伴飞卫星的相对运动运动模型。在此模型基础上研究了近地卫星在非球形引力摄动和大气阻尼摄动的影响下的编队保持问题。通过初始轨道设计能够减小带谐项摄动产生的长期项对轨道构型的影响。大气阻尼对构型的破坏作用不能通过初始轨道设计完全消除，但是通过一定的轨道调节能够使轨道构型能够保持更长时间。　　本文研究了同步轨道的共振作用，高轨的日月三体引力摄动，临界倾角问题对于伴飞轨道构型的影响。在一定时间范围内，这些作用对轨道的影响均可以处理为长期项。通过初始轨道根数的调整能够减小各种摄动对构型的破坏作用，使构型能够维持更长时间。应用所得到的限制条件，能够设计出不同参考轨道上的稳定的复杂编队飞行构型，包括四面体构型、长方体构型等。　　考虑不同的参考轨道，应用不同的控制系统进行系统控制。主星轨道为近圆轨道时，控制系统应用线性调节系统（LQR控制）。主星轨道为大偏心率椭圆轨道时，控制系统应用非线性调节系统（滑膜控制）。应用太阳帆板进行高轨近圆轨道编队卫星和大偏心率的伴飞卫星的控制研究，通过控制太阳帆板的指向，利用光压作为控制力的来源，进行轨道的控制。应用此种方法，编队构型能够使得误差维持在米级，并且能够进行轨道机动。应用此种方法能够进一步节省控制过程需要的能量消耗。　　本文应用理论分析和仿真计算结合的方法对各种伴飞轨道构型的维持和控制的动力学做了深入的研究，并进行了有益的拓展。对于我国伴飞构型卫星的发展提供参考。