姿态控制发动机(attitude control engine)主要用于运载火箭末级、导弹弹头和各类航天器的姿态控制。这类发动机有时也用于推进剂沉底、速度修正、轨道修正和位置保持。

它的特点是：要求的推力范围很广，为0.02～2000牛（0.002～200公斤力）；能脉冲式工作，起动次数可多达数十万次，最小脉冲宽度为几毫秒；总工作时间（工作时间与间歇时间的总和）可长达5～10年。姿态控制发动机通常由一套增压系统、 贮箱、推进剂供应系统和几组不同推力的推力室组成。按液体推进剂的组元数分为单元和双元推进剂姿态控制发动机两种。

早期使用过氧化氢为推进剂，由于比冲较低（约150秒）逐渐为肼所取代。经常使用的是肼催化分解发动机。发动机推力室内装有含铱基活性材料的催化剂。肼进入推力室后经过催化分解生成高温气体自喷管排出产生推力，比冲为220～230秒。催化剂工作一段时间后逐渐损耗，活性降低，影响发动机性能，因此催化分解发动机的寿命有一定限制。另一种是电热肼分解发动机，它利用电加热使肼在870～980°C的高温室内分解，生成高温气体，从喷管排出产生推力。这种发动机和催化分解发动机相比，避免了使用催化剂所带来的问题，工作寿命长，但受电功率的限制仅适用于微推力（小于1牛或0.1公斤力）发动机。利用电热提高肼分解所生成的气体的温度，可以提高发动机的比冲，减小肼的流量，延长飞行器的工作寿命。

肼的冰点为1.4°C，在低温环境下工作时必须对肼分解发动机采取温度控制措施。在肼内加入合适的添加剂可以提高肼的冰点。

工作原理与一般的挤压式液体火箭发动机相同，经常使用的推进剂为四氧化二氮和肼类燃料（一甲基肼、偏二甲肼等）。这种发动机的比冲高（大于290秒），工作寿命长，反应速度快。

由于姿态控制发动机在失重条件下工作，贮箱内的推进剂会产生悬浮运动，并与增压气体相混合，以致影响发动机的正常工作。通常在贮箱内采用柔性胶囊、金属波纹管或表面张力网等，将推进剂与增压气体隔开。气体通过胶囊或波纹管挤压推进剂。

除液体推进剂姿态控制发动机外，还有采用冷气喷管和热气喷管作为动力源的，但它们仅适用于推力小于20牛（约2公斤力）和总冲量小于5000牛·秒（约500公斤力·秒）的航天器。冷气喷管的工作介质是惰性气体，系统简单，但性能低，比冲仅65～75秒。热气喷管的工作介质是加热的惰性气体、主发动机燃气发生器或固体火药产生的燃气等，比冲为100～200秒。

A型双防电发火管作为该发动机的点火装置。它由一对桥带式电发火管组成 ,对发动机实施尾部点火 ,具有防静电、防射频、防核辐射能力 ,能够在γ射线剂量率 1 0 8Gy/s的状态下实现 1 W,5min不发火。它体积小、重量轻、价格低廉 ,该装置应用于姿态控制发动机表现出较高的可靠性 ,可以广泛用于姿态控制或战术型号发动机。

姿态控制

a.姿态确定研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法；可以是惯性基准或其他基准，如地球；采用姿态敏感器和相应的数据处理方法；确定精度取决于数据处理方法和敏感器精度。

b. 姿态控制在规定或预定方向(参考方向)上定向的过程；姿态稳定是指使姿态保持在指定方向；姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。

姿态稳定

a.特点长期而持续的所需控制力矩较小

b.种类定向粗对准精对准

姿态机动

a.特点短暂过程所需控制力矩较大

b.种类再定向捕获跟踪和搜索.

姿态控制与轨道控制的关系为实现轨道控制，航天器姿态必须符合要求；在某些具体情况或某些飞行过程中，可把姿态控制和轨道控制分开考虑；某些应用任务对航天器轨道没有严格要求，而对航天器姿态确有要求；例如：空间环境探测卫星绕地球的运行往往不需要轨道控制，卫星在开普勒轨道上运行就能满足对环境探测的要求。

姿态控制系统分类

a.根据姿态稳定方式三轴稳定.保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向自旋稳定.绕自旋轴旋转，依靠旋转动量矩在惯性空间的指向

b.根据力来源被动控制.不需消耗星上能源，如重力梯度力矩、磁力矩等主动控制.星上自主控制、星－地大回路控制，消耗电能和工质

姿态控制系统的设计要求可靠性控制性能

a.动量、稳定性

b.稳态精度

c.动态响应控制系统质量和能源需求附带要求a.经济性b.坚固性c.生产可能性

功能：稳定和控制弹（箭）绕其质心的角运动。

稳定作用：克服各种干扰，使弹（箭）的姿态角相对于原来姿态角的偏差控制在允许范围内。

控制作用：按制导系统发出的指令控制弹体的姿态，从而实现要求的质心运动。

姿态控制系统接受两方面控制信息：姿态敏感器——弹（箭）受干扰后，使姿态偏离原来状态而产生的信息

来自制导系统——弹道程序转弯的程序角指令和导引指令。