火箭控制系统主要包括导航系统（对导弹武器来说叫制导系统）、姿态控制系统、电源配电系统和测试检查发射控制系统（简称测试发控系统）。前三者安装在火箭上，通常叫火箭的飞行控制系统。测试发控系统则安装在地面上。但它们是一个整体，在对火箭实施控制的过程中，它们的功能虽然各不相同，但却不各行其是。火箭控制系统是一个非常复杂的综合系统，仪器设备种类繁多，使用的电子元器件数量很大。 测试发控系统是火箭发射前人机对话的主要接口，通过箭地通讯，可掌握箭上设备的工作情况和各种参数，也可将飞行参数向箭上设备装订，最后控制火箭发射。 飞行控制系统的核心是导航系统，它控制火箭的质心按预定的轨迹运动，即控制火箭的飞行精度，保证所运载的航天器准确入轨。因此，它代表着控制系统的水平。目前的主要导航方式有位置捷联惯性导航、速率捷联惯性导航和平台计算机惯性导航等。 姿态控制系统控制火箭飞行绕质行绕质心的运动（俯仰、偏航和滚动），保证火箭按规定的姿态飞行。电源配电系统除完成地面到箭上电源供电的转换外，主要是向各种控制仪器设备提供各自需要的电源，并按飞行程序发出指令，控制火箭工作状态的变化。 飞行控制系统的仪器设备由测量仪表、中间装置、执行机构和电源配电装置等组成。 测量仪表是火箭的眼耳。导航方式不同，其种类有所不同，但都离不开陀螺和加速度表。高速旋转的陀螺，能始终保持自身的方向不变，并能觉察到火箭姿态的任何变化。利用陀螺原理制造的加速度表，则能感受火箭速度的变化。 中间装置主要是电子计算机，它是火箭的大脑，一旦接到测量仪表发来的火箭飞行路线和姿态变化的信号，就立即进行计算，并进行综合处理，将信号放大，传给执行机构，并控制执行机构进行工作。 执行机构是控制系统的手脚。有电磁阀门及电爆器件、舵机、姿态喷管、摇摆发动机及控制摇摆发动机运动的伺服机构等，它们严格按照中间装置传来的信号命令，使发动机点火、关机，纠正飞行路线和姿态的偏差，使火箭级间分离和有效载荷分离等。 电源配电装置主要包括电池（一次电源）、二次电源、配电器、程序配电器和电缆网等。长征三号Ａ姿态控制系统采用数字化控制方案，与长征三号相比，有如下的不同点：1）以计算机软件代替模拟量控制的多通道校正网络；2）采用四轴平台，并在系统设计中考虑大姿态角的影响；3）一、二、三级都采用3个速率陀螺方案；4）考虑了双星发射的姿态控制问题。 伺服机构是姿态控制的执行元件。一、二子级的伺服机构与长征三号的相同。三子级的伺服机构是新设计的，两套伺服机构控制两台推力室作双向摆动，每套都包括伺服作动器和液压源两部分。作动器又分Ａ、Ｂ两种状态，两者均受液压系统驱动而直接带动推力室。两种状态的作动器共用一个液压源，由带自封接头的软管联通。液压源安装在伺服作动器Ａ上，由气动机、液压泵、蓄压器、电磁阀、油箱、过滤器、中频电机及其它附件构成。 气动机是伺服机构的一次能源。三子级发动机工作时，从推力室头部引出一股氢气，推动气动机的转子旋转，从而带动液压泵工作，而作功后的氢气则通过导管进入液氢箱，对贮箱增压。 液压泵为变量泵。由于发动机的摆角随火箭受到的干扰量变化，当摆角较小时，液压系统所需的供油量下降，如果泵的供油量不变，将引起系统发热，而变量泵可以根据液压系统的需要供油，从而减少系统的温升。 蓄压器的开闭受电磁阀控制。临射前用地面氦气对蓄压器充压。在三子级发动机第一次工作之前，开启蓄压器，伺服机构将提前起控，使推力室摆至控制系统要求的位置。一旦推力室建压，就立即产生控制力矩。而在发动机第一次工作结束时，蓄压器已被重新充压，这样在发动机第二次起动前，伺服机构又将提前起控。 气动机与液压泵之间采用超越离合器连接。三子级发动机工作时，超越离合器处于结合状态，液压泵受气动机驱动。地面测试时，利用中频电机带动液压泵，这时超越离合器处于脱开状态，气动机转子不受中频电机的影响。射前可以将具有快卸机构的中频电机取下。此后如果还需要测试，还可以利用地面氦气源驱动气动机。 伺服机构采用机械反馈，并设有零位液压锁。机械反馈可以避免因电路故障导致伺服回路开环失控，而液压锁则保证推力室在非工作状态下不发生碰撞。
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