随着近年来人类对月球探测的深入,月球航天任务对导航通信的需求也日益提高。目前的深空导航通信系统存在对月球空间和月球背面覆盖能力不足、精度和实时性低的问题,难以满足未来载人月球探测以及月球基地建设的要求。因此,急需建立一个可以覆盖整个月球空间和月面的,且具有自主运行能力的导航卫星系统,实现未来对载人月球探测以及月球基地建设提供全方位高精度的实时导航通信服务。拉格朗日点又被称为平动点,由于平动点为不稳定点,质点是无法长期固定在平动点位置的,但是通过施加合理的扰动可以使航天器在平动点附近做周期或拟周期轨道运动。与开普勒轨道相比,该类轨道具有与主天体之间距离远、运动周期长、以及轨道幅值大等优点,非常适合作为月球导航卫星系统的任务轨道。本文从理论研究的角度出发,对月球平动点导航卫星系统中的任务轨道设计、自主导航技术、轨道保持策略和导航卫星系统星座设计等关键技术展开研究。首先研究了行星星历模型下平动点轨道的设计问题。本文从理想的圆形限制性三体问题出发,在考虑月球轨道的偏心率和太阳系天体的引力摄动后,推导出了行星星历模型下航天器在地心惯性坐标系和平动点会合坐标系下的运动方程。依据推导出的运动方程,将圆形限制性三体问题中的解析解作为初始猜想,采用多步打靶法设计了行星星历模型下地月系L1,2附近的halo/Lissajous轨道。相较于圆形限制性三体问题中halo/Lissajous轨道的设计结果,在会合坐标系中halo轨道由周期轨道退化为了拟周期轨道,Lissajous轨道在平面内的周期运动同样退化为拟周期运动。行星星历模型下的轨道设计结果更符合真实动力学环境中的轨道特性,可以作为月球平动点导航卫星系统的任务轨道。其次,针对平动点任务航天器的自主导航问题,本文引入了基于X射线脉冲星量测的自主导航方案。在卡尔曼滤波的框架下,将行星星历模型下航天器的运动方程作为状态模型,以X射线脉冲的到达时间模型作为量测模型,建立平动点任务航天器自主导航系统。在标准X射线脉冲星导航系统基础上分析了包括地球星历偏差、太阳星历偏差、脉冲星角位置偏差和星载时钟偏差在内的系统偏差对导航性能的影响,并采用状态变量增广法进行补偿以保证导航精度。由于X射线脉冲星导航系统需要持续观测脉冲信号才能保证导航精度,本文研究了平动点任务中脉冲信号被天体遮挡、X射线探测器视角受限和单粒子效应三种异常状况。针对该问题提出了基于假设检验方法的自适应卡尔曼滤波算法,设计了一种能对异常量测进行自适应修正的尺度矩阵,以保证滤波结果在异常量测的情况下依然收敛。然后,考虑到平动点附近轨道运动是不稳定的,本文研究了平动点任务航天器的轨道保持策略。针对Floquet模态法中单值矩阵在非周期性轨道情况下难以定义的问题,根据最大轨道不确定性方向会随时间向局部不稳定方向演化的特性,提出了基于状态协方差的轨道保持策略,利用协方差定义不稳定方向并通过轨道机动消除该不稳定性。在研究了基于Hamiltonian结构保持法的连续轨道保持策略之后,发现该方法无法克服行星星历模型下轨道的偏心率和其他天体的引力摄动造成的微弱不稳定性,针对该问题提出了基于改进Hamiltonian结构保持法的轨道保持策略,利用角速度和角加速度项构造补偿矩阵,使轨道保持控制器能够保证系统的局部稳定性和全局稳定性。再次,针对月球平动点导航卫星系统的星座设计问题,文中将地月系L1,2附近的halo轨道作为任务轨道,提出六种导航卫星系统的星座设计方案,以导航卫星可见性和几何精度因子作为性能指标,研究了轨道幅值和几何构型对地月转移航天器、绕月航天器和月面探测器的导航性能,从而得出最佳的星座设计方案。最后,为了能够反映导航卫星系统在行星星历模型下的真实性能,文中结合了任务轨道设计、自主导航技术、轨道保持策略和导航卫星系统星座设计的研究结果,设计了导航卫星系统的综合仿真:自主导航模块为轨道保持模块和导航卫星系统提供带有导航误差的航天器位置和速度信息;轨道保持模块基于位置和速度输入计算和执行轨道保持所需的机动,实现了导航卫星系统的长期在轨运行;导航卫星系统则可以实现对地月系统下的转移轨道航天器、绕月轨道航天器和月球表面探测器的实时导航。仿真结果以导航卫星系统的自主导航误差、轨道保持误差、轨道保持燃料消耗、和对月球探测器的导航误差为性能指标,验证了整个导航卫星系统的自主性能和导航性能。