平动点不仅是对太阳活动和空间环境进行科学探测的最佳位置,而且也是人类进行星际探测的极佳枢纽。本文对共线平动点任务节能轨道设计与优化进行了研究。主要研究内容包括以下几个方面:建立了适合描述平动点轨道运动的高精度星历轨道动力学模型。本文建立了考虑主天体非球形引力摄动、太阳及行星引力摄动、太阳光压摄动等因素,基于JPL DE405行星历表的高精度星历轨道动力学模型,全面推导了各摄动因素的Jacobian矩阵分量。研究了平动点附近拟周期轨道设计与轨道保持控制问题。分析了平动点附近拟周期轨道的特性,研究了平动点附近拟周期轨道设计方法,重点推导了从圆型限制性三体问题模型会合坐标系到高精度星历轨道动力学模型惯性坐标系的位置和速度转换关系。基于微分修正算法给出了一种简单的拟周期轨道保持控制方法,数值仿真表明该方法具有较高的控制效率。系统地研究了平动点任务转移轨道设计与控制问题。首先基于不变流形理论研究了零消耗转移轨道设计,重点讨论了高精度星历轨道动力学模型下基于流形设计节能转移轨道。通过在高精度星历轨道动力学模型下直接计算流形得到了地月系Halo轨道的零消耗转移轨道,给出了求解此类节能转移轨道的一种新方式。针对中小幅值Halo轨道的不变流形难以直接和主天体停泊轨道相交的问题,重点研究了两脉冲转移轨道优化设计方法。基于最小二乘策略改进了传统的简单微分修正方法,在不降低系统自由度的前提下,得到了微分修正方程的解,而且最小二乘解具有燃料最小消耗的物理意义。针对微分修正算法收敛性不足的问题,提出了一种基于响应矩阵特征向量的转移轨道设计方法,该方法具有很强的收敛性,结合微分修正算法可以大大提高转移轨道设计效率。针对局部优化设计方法不能保证得到燃料最小消耗转移轨道的问题,给出了一种结合全局优化算法和局部优化算法的混合优化方法,该方法无须任何初值猜想,并且能够逼近燃料最小消耗转移轨道。针对以往流形入轨点优化设计方法容易陷入局部最优解的问题,提出了一种基于响应矩阵特征值的流形入轨点优化设计方法,得到了流形最优入轨点的分布。针对不变流形难以接近三体问题中大主天体的问题,提出并系统地研究了基于不变流形和小主天体借力飞行的三脉冲转移轨道设计。三脉冲月球借力飞行转移轨道既具有直接转移飞行时间短的特性,又具有弱稳定转移节省能量的特性,是直接转移和弱稳定转移的良好折衷。最后通过将转移轨道中途修正问题转化为转移轨道设计问题,基于微分修正方法求解转移轨道中途修正问题,并给出仿真结果。对基于平动点的多目标探测轨道进行了初步研究。对多目标探测轨道的内涵和实现形式进行了归纳和总结。分别研究了利用流形连接技术、月球借力飞行技术和行星借力飞行技术设计多目标探测轨道。研制了具有自主知识产权的平动点任务节能轨道设计软件。软件可以支持日地和地月系统平动点任务轨道设计,且具有数据报告和可视化等功能,具有友好的图形用户界面。在Halo轨道一个周期内(对日地L1点Halo轨道约180天,地月L2点Halo轨道约15天),软件设计结果与专业轨道设计软件STK递推结果相比,位置误差为1m量级,速度误差在10-6 m/s量级,从而确保了软件设计结果的可靠性。最后提出一种结合不变流形和借力飞行技术的月球取样返回任务的详细轨道设计方案。与JPL设计方案对比表明,该方案既具有传统直接转移飞行时间短的优点,又具有纯粹IPS转移燃料消耗少的优点,在未来月球利用和开发中具有良好的应用潜力。