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姿态控制首先要稳定火箭绕质心的运动（即火箭的姿态角运动），使火箭在动力飞行段，在各种干扰作用下，能较快地恢复到给定的姿态角位置，并有一定的稳定裕度。同时，姿态控制系统要及时响应制导系统产生的导引指令，按指令精确控制姿态，从而改变推力方向，使火箭按所要求的弹道飞行。需要指出的是，火箭稳定飞行是实现火箭全程飞行和对质心运动控制的前提；姿态控制系统的静动态精度和系统过渡过程品质，特别是在关机点附近，对制导精度有重要影响。
图1.3-1给出了姿态控制系统的功能框图。系统具有对角运动敏感测量、信号变换与处理、放大及控制信号执行的功能。它是一个典型的闭环自动控制系统。
图1.3-1 姿态控制系统功能框图
现代火箭的气动特性会具有静不稳定性。也就是说，如果没有姿态控制系统，火箭不能稳定飞行，很小的干扰，就会使火箭翻转。要使这种火箭稳定飞行，必须有相应的姿态控制系统。同时，该系统要能经得起各种干扰的影响，如箭体、发动机制造方面的结构干扰，发动机比冲秒耗量等参数偏差产生的干扰，风干扰及飞行过程中某些状态的突变扰动（级间分离、导引信号突然接入等）；随着火箭在飞行中推进剂的燃烧和喷气及飞行中的结构变化（如抛掉前级发动机等），它的质量和转动惯量随时间不断变化；火箭动力学各通道间存在着交连影响，并具有明显的非线性特性；箭上控制仪器和设备也存在某些非线性特性。所有这一切说明，火箭姿态控制系统是一个非常复杂的系统，它是一个不断受到各种随机干扰的参数时变的非线性系统。
由于火箭箭体实际上不是理想的刚体，而是弹性体，这使得姿态控制问题更为复杂。弹性问题是姿态控制设计中重要的，也是困难的问题之一。这种弹性振动信号是通过敏感测量元件传入到系统的。敏感测量元件装在沿箭体纵轴的不同位置，所得的弹性振动信号也不同，因而调整敏感测量元件的安装位置是处理弹性问题的有效途径之一。当弹性基本振型频率与刚体固有频率之比大于3～4时，则采用适当滤波技术能有效抑制弹性振动的影响。
火箭姿态控制系统是一个非常复杂的闭环的自动控制系统。分析和综合这个系统，需要用到一系列数学工具和控制理论，但要设计一个成功的姿态控制系统，远不是一个单纯的数学问题或理论问题。这是因为无论姿态控制系统所用的箭上仪器设备或是作为被控对象的火箭本身都受到设备精度及功率、箭体结构制造等方面的一定限制。例如，在控制过程中，不能允许因风干扰引起的攻角过大，因为攻角大，那么气动力矩就要大，而控制力矩是有限制的；又如，固体火箭推力矢量控制通常采用摆动喷管实现，但最大喷管摆角是受严格限制的，如最大控制力矩小于干扰力矩，火箭就会失控；另一方面，过大的攻角会产生过大的法向过载，如超过火箭的许用过载，火箭就会损坏解体。
不过，姿态控制系统虽然非常复杂，但在工程设计时，往往在设计初期，可先对火箭动力学方程进行简化，采用小扰动、线性化方法，并在标准弹道的若干特征点将参数固化，建立单通道线性常系数方程组，以便在此基础上对系统进行分析和综合，初步确定系统参数，评估系统性能。在此之后，再在计算机上进行多通道、时变的非线性系统的仿真，以修正系统参数，全面评定系统性能；而在火箭飞行试验前，还要进行控制系统仪器和设备接入仿真系统的所谓半实物仿真试验，全面验证控制性能。
这里需要指出的是，火箭质心运动和绕质心运动是火箭运动的两个方面，其箭上实现的两个系统（制导系统和姿态控制系统）是紧密联系的。在一定条件下，尽管可以分开研究和设计，但要注意研究两个系统的相互影响，协调两个系统的参数，最后还要参与在计算机上用仿真方法对整个控制系统的性能进行的全面检验和评定。