地月共线平动点附近轨道上的飞行器适合于科学数据采集、中继通讯以及深空导航组网等任务。研究该轨道上的飞行器具有显著的理论和现实意义。与日地系统相比，地月系统平动点轨道的周期更短、第二主天体的轨道偏心率更大、太阳作为第三引力体对地月系统的引力影响更强烈，圆形限制性三体问题中的周期轨道并不存在于地月平动点附近，取而代之的是一种“拟”周期轨道的形态。因此，地月系统共线平动点轨道上飞行器的任务轨道设计、自主导航以及轨道保持任务将面临更大挑战。论文结合国家自然科学基金群体项目“航天飞行器鲁棒控制理论与应用”中“弱稳定轨道上航天器动力学、导航与鲁棒制导问题研究”，致力于研究地月平动点拟周期轨道上航天器动力学建模、轨道设计、自主导航和轨道保持问题，为我国早日实现地月平动点探测提供技术支持。首先，研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器的建模问题。由于，圆形限制性三体问题是研究地月平动点拟周期轨道上飞行器的理论基础，因此，本文建立了地月系统的圆形限制性三体模型，给出了地月系统中圆形限制性三体条件下，与共线平动点相关的轨道解析解。然而，仅仅研究圆形限制性三体模型无法真实反映飞行器在地月平动点附近的运动特征，而传统高阶模型存在形式复杂和计算繁琐等不足。因此，本文提出了一种结构简单的高精度地月平动点动力学模型，该模型使用标准星历来表示太阳和月球的运动状态，从而实现了在动力学中考虑太阳的直接引力、间接引力以及月球的偏心率等因素的目的。仿真验证表明，相比圆形限制性三体模型、椭圆形限制性三体模型以及双圆四体模型，本文提出的模型具有更高的精度。其次，本文研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器任务轨道的设计问题。由于使用限制性三体模型设计任务轨道时会缺乏对摄动因素的考虑，因此，本文沿用了使用高精度星历模型和多步打靶法来设计地月平动点拟周期轨道的思路。更进一步地，针对传统方法的不足提出了两点改进措施：第一，采用了地月平动点拟周期轨道飞行器在地月旋转系下的高精度动力学模型，从而避免了传统设计方法中大量的会合坐标系与惯性坐标系之间的转换以及转换中对于角速度做出的二体假设；第二，根据地月平动点拟周期轨道在瞬时平动点会合坐标系中的轨道特征以及瞬时L2点在地心会合坐标系中的状态来计算拼接点信息，由此，简化了其他文献中所记载的拼接点求取方法。再次，本文研究了地月平动点拟周期轨道飞行器的自主导航和轨道保持问题。这是两个相互耦合的问题，由于平动点拟周期轨道处于动力学混沌系统中，其对于轨道初值具有强烈的敏感性。初始入轨偏差会导致飞行器状态很快发散并大范围地偏离设计轨道，因此，轨道保持系统在探测器入轨后不久就必须启动工作，导航系统必须在短弧段测量的条件下提供精确的估计结果以满足弱稳定轨道的需要。因此，在自主导航方案的选择中必须考虑来自轨道保持的约束。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道，本文论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性。在此基础上，考虑到弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性，提出了三种敏感器组合方案，并给出各方案的导航观测方程。借鉴Genesis、ARTEMIS等平动点探测器实际轨道保持过程中对于自主导航的要求，结合非线性可观测性理论，对本文提出的三种敏感器组合的可观测性进行了分析。此外，在轨道保持策略设计中必须考虑来自自主导航的约束。因此，本文列出了地月平动点飞行器在实际飞行过程中由动力学环境以及控制执行机构本身对轨道保持算法带来的约束条件，特别的在约束中加入了来自自主导航的约束要求。然后，对常见的几种轨道保持算法进行了约束分析。在满足自主导航约束的基础上，针对存在初始入轨偏差条件下，传统基准轨道靶点法无法保证控制效果的情况，提出了改进的基准轨迹靶点法，并对其进行了仿真验证。最后，通过闭环仿真对本文提出的自主导航方案和轨道保持策略的可行性进行了验证。