随着深空探测技术的不断发展,越来越多的探测任务面临复杂的力场环境。充分利用环境作用实现目标天体探测器的低燃耗绕飞轨道捕获和表面着陆已经成为航天动力学的研究热点。本文针对目标天体附近多天体引力和大气所构成的复杂力场环境,研究了探测器弹道捕获、大气制动和大气捕获所涉及的轨道设计问题以及大气进入所涉及的制导问题,主要研究成果如下:一、提出了一套适用于不同动力学模型、不同应用背景的弹道捕获轨道构建方法。对目标天体附近的初始条件进行离散化,利用数值方法前向和后向积分离散化的初始条件;根据建立的轨道稳定性判据,将积分后得到的轨道分为弱稳定、不稳定、撞击和摆动四类,对应的初始条件划分为弱稳定集、不稳定集、撞击集和摆动集四部分;利用前向弱稳定集和后向不稳定集的相交操作构造弹道捕获轨道;提出了一个与时间相关的稳定性指标对捕获集内轨道的稳定性进行定量评价;将构建算法和稳定性指标应用于水星、木卫二和地球捕获任务,仿真结果验证了构建算法的可行性和稳定性指标的有效性。二、系统分析了动力学模型(含CRTBP、ERTBP和星历模型)、目标天体的真近点角、初始密切椭圆的空间指向以及目标天体是否存在自然卫星对弹道捕获的影响,为弹道捕获初始参数的设置和动力学模型的选取提供了理论依据。研究发现:1)目标天体的轨道偏心率对弹道捕获影响较大,不可忽略;行星轨道偏心率大有利于弹道捕获现象的发生;2)真近点角位于第II和III象限(第I和IV象限)时更利于初始顺行轨道(逆行轨道)弹道捕获现象的发生;真近点角处于π/4-π/2区间时有利于产生规则、稳定的捕获轨道;3)空间指向对捕获动力学影响较大;倾角位于40-70°和150-160°两个区间有利于弹道捕获的发生以及捕获到规则、稳定轨道上;最大捕获概率与理想轨道对应的空间指向条件基本一致;4)自然卫星有利于将高能目标捕获到稳定轨道,且使永久捕获成为可能。三、提出了一种利用大气制动模式辅助弹道捕获的低燃耗入轨方式。设计了一套将大气制动与弹道捕获相结合的方法;提出了脉冲修正和姿态偏航角两种轨道倾角调整策略,并解析推导了最优偏航角的选取方法;将所提方法应用于火星捕获任务、小行星采样返回任务和地球—金星探测任务。仿真结果表明:大气制动与弹道捕获相结合的入轨方式能够大幅降低将探测器捕获到目标天体绕飞轨道的燃耗。四、提出了一种利用大气捕获模式辅助弹道捕获的低燃耗入轨方式。设计了一套将大气捕获与弹道捕获相结合的方法;提出了一种半解析的近拱点动压快速计算方法。仿真结果表明:该入轨方式不仅能够大幅降低单次大气穿越的热压峰值,减轻热防护系统质量,而且能够规避传统大气捕获的“单点任务失败”风险。五、提出了一种精度高、过载合理和易于工程实现的跳跃式再入制导方法。根据跳跃式再入的参数变化特性,设计了分段线性的倾侧角幅值剖面;通过分析开普勒段的动力学特性,构造了横向“拼接漏斗”;基于实时测量数据和参数拟合,得到了一种改进的大气密度和气动系数误差补偿方法。三自由度Monte Carlo仿真表明该跳跃式再入制导方法能够满足精度要求,具有工程应用价值。总之,本文拓展了弹道捕获的应用,将其与大气制动/大气捕获/大气进入相结合,实现了以较低燃耗将探测器捕获到大椭圆弱稳定轨道、任务圆轨道或天体表面的目的,可为我国未来开展的深空探测任务提供理论支持。