气动捕获技术可使航天器既节省燃料又快速准确地进入目标天体环绕轨道，有效解决了捕获轨道设计中燃料消耗与时间成本矛盾的难题，具有良好的应用前景。本学位论文结合国家重点基础研究发展计划（973计划）“行星表面精确着陆导航与制导控制问题研究”，以火星探测任务为背景，深入系统地研究了气动捕获轨迹设计和制导方法。主要研究内容总结如下：　　针对火星气动捕获动力学建模问题，较为系统地给出火星环境模型，介绍常见的火星大气密度简化模型，并进行分类对比分析。介绍气动捕获动力学涉及的轨道力学和大气飞行力学。针对气动捕获轨迹优化与制导设计，详细给出不同制导方法中用到的制导设计模型。该研究内容为全文的气动捕获目标轨道参数确定、出入口条件确定、制导设计、仿真分析提供模型基础。　　研究提出燃料消耗次优的气动捕获目标轨道参数的分析与确定方法。针对直接进入、下降和着陆方式中进入速度、过载、热流等参数较大导致减速难度大的问题，提出一种由气动捕获形成停泊轨道，再进入大气的火星着陆轨迹设计方案。对该方案中燃料消耗与停泊轨道参数直接相关的问题，提出使航天器以燃料消耗次优的方式进入着陆的气动捕获目标轨道参数确定的方法。推导初始捕获轨道与目标轨道之间变轨所需机动的速度增量的解析表达式及其偏导数，根据偏导数判断单调性确定速度增量取最小值的条件。推导目标轨道与脱离轨道之间变轨所需机动的速度增量的表达式，针对该表达式复杂的情况，采用数形结合的分析方法，利用等高线图分析其取最小值的条件。综合两者燃料最省的条件，采用高斯伪谱法分析总速度增量最小的条件，得到目标轨道参数与燃料消耗的关系。数值计算结果表明，当目标轨道的拱线与脱离轨道的拱线相同，目标轨道的远心点和脱离轨道的远心点相同，目标轨道近心点高度越低，则燃料消耗越少。　　研究给出燃料最省的气动捕获出口条件，并提出满足出口条件的大气入口可控集搜索方法。针对利用气动捕获形成目标轨道的燃料消耗问题，分析初始捕获轨道与目标轨道之间最省燃料变轨的条件，推导初始捕获轨道根数与目标轨道根数及出口航迹角的关系。考虑路径约束的情况下，由气动捕获动力学分析出口航迹角对应的进入速度范围，得到既满足进入速度范围要求，又满足节省燃料要求的出口航迹角，进而得到标称出口条件。基于可控集原理，提出由标称出口条件计算进入范围最大的入口条件的方法。利用高斯伪谱法求得满足气动捕获出入口条件的轨迹，说明出入口条件的正确性，并以此为标称轨迹，利用其倾侧角剖面进行开环控制，得到无扰动和蒙特卡洛条件下的出口状态和初始捕获轨道。数值计算结果表明，出口航迹角越小越节省燃料，但要根据实际进入速度的范围来选择；进入速度越大，进入角与入口位置的范围均越大；以标称轨迹的倾侧角剖面在无扰动条件下开环控制的结果精度很高，但在有扰动和不确定性情况下的结果精度很低。　　研究提出以出口角动量为性能指标，采用数值预测校正的火星气动捕获制导方法。针对文献中常用的远心点高度作为制导目标参数不能保证气动捕获之后的初始捕获轨道变轨为目标轨道的燃料消耗最少的问题，提出以角动量为制导的目标参数，并提出以航向角为倾侧角变号逻辑的边界进行横向制导设计。详细阐述气动捕获制导和数值预测校正制导的方案设计过程。建立气动捕获数值预测校正制导设计模型，计算以角动量和远心点高度为目标参数在无扰动条件及存在入口偏差、航天器参数偏差及环境扰动情况下的制导结果，得到使初始捕获轨道变轨为目标轨道所需燃料消耗更少的目标参数。数值计算结果表明，以角动量为制导目标参数比以远心点高度为制导目标参数得到的初始捕获轨道变轨为目标轨道所需的燃料消耗更少；以两种参数为制导目标的结果中横向参数偏差均较小，轨道平面角修正速度增量均比较小，说明以航向角为倾侧角变号的边界进行横向制导设计适用于不同目标参数，且精度均较高。