太阳帆航天器以其无需消耗工质且为长时间连续小推力的优势成为深空探测任务中的理想航天器;拉格朗日点因其特殊的空间位置,能为多种特殊任务例如中继通信、对日对月观测及深空探测提供理想的任务平台,得到各航天大国的关注。在此背景下,本文研究探讨了太阳帆航天器在拉格朗日点的轨道设计及保持控制,仿真分析中以地月L2点的轨道为例。首先,在归一化条件下的质心会合坐标系中建立地月系统的圆形限制性三体问题(CRTBP)的动力学模型,并对其基本动力学特征进行了分析。阐述了Jacobi积分、零速度面和平动点等重要概念,为后续轨道设计奠定了基础。然后,针对对日定向的太阳帆航天器在瞬时地心会合坐标系下进行了动力学建模,该模型在圆形限制性三体问题基础上考虑了太阳的直接引力、间接引力及月球的轨道偏心率的影响,在瞬时地心会合坐标系下建立则避免了计算过程中惯性系与会合坐标系的频繁坐标转换,模型中使用JPL DE405高精度星历得到太阳和月球相对地球的位置速度的实时信息。进而,在建立的动力学模型上对太阳帆航天器地月L2点上的轨道进行轨道设计,所使用的轨道设计方法包括微分修正法、二级微分修正法和多重打靶法,设计过程中通过由JPL DE405高精度星历获得的月球运动状态来计算瞬时L2点的运动状态,以此来得到各拼接点在瞬时地心坐标系下的信息。最后,利用LQR(linear quadratic regulator)即线性二次型保持控制器设计了太阳帆航天器的Halo轨道保持控制器,并进行了仿真验证。