人造卫星在太空中飞行，会受到残余空气动力、微流星撞击力、地球扁圆度引起的不均匀引力、太阳辐射压力，以及卫星内部的运动机构（如弹簧、发动机）等干扰力的影响，导致卫星的姿态甚至轨道发生变化。另外，每种卫星都有自己特定的任务，在飞行时对它的飞行姿态都有一定的要求。比如，通信卫星上的抛物面天线和对地观测卫星上的相机要始终对准地面，太阳观测卫星上的望远镜要一直对准太阳。为此，卫星上装有姿态控制和轨道控制分系统。
所谓卫星的姿态控制就是控制卫星的飞行姿态，保持姿态轴的稳定，并根据需要改变姿态轴的方向。由于各种干扰，卫星在空间的姿态角和姿态角速度往往会偏离设计值，这时就要进行控制和调整。
卫星的姿态控制分系统有被动和主动两种。其中，被动控制系统的控制力不需要消耗卫星上的能源，而是用卫星的动力特性或空间环境力矩来提供，主要有自旋稳定等方式。主动控制系统是根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，产生控制力矩，实现姿态控制。它主要采取飞轮控制和喷气控制等方式，可对卫星进行三轴稳定控制，这种方式被目前多数卫星采用。
自旋稳定方式是通过卫星绕一个轴自旋来保持稳定。简单地说，其原理与旋转的陀螺类似：高速旋转可以保持物体的转轴方向不变。早期的卫星大多采用这种简单的控制方式。在卫星表面沿切线方向对称地装上小火箭发动机，需要时就点燃小发动机，产生力矩，使卫星旋转起来，也可由末级运载火箭起旋。高速旋转的卫星，其自转轴在空间的指向就会保持不变。
三轴稳定方式是对卫星相互垂直的三个轴都进行控制，不允许任何一个轴产生超出规定值的转动和摆动。实现卫星三轴姿态控制的系统一般包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构三部分。姿态敏感器有惯性敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等，用于察觉和测量卫星的姿态变化，即卫星沿各个轴的转动角度、转动角速度有多大，是否超出规定的范围。
姿态控制器用于把姿态敏感器送来的卫星姿态角变化值的信号，经过一系列比较、处理，产生控制信号输送到姿态执行机构。姿态执行机构则根据姿态控制器送来的控制信号产生力矩，使卫星姿态恢复到正确的位置，常用的执行机构有反作用飞轮和推力器。当卫星的姿态处于所要求的姿态时，飞轮保持匀速旋转；如果卫星偏离了某一位置，飞轮加速或减速，产生一个相反方向的力矩，使卫星回复到所要求的姿态位置。卫星三个轴向各设置一个这样的飞轮，就能控制卫星三个轴方向的姿态。也可以在卫星三个轴的方向安置若干个小的推力器，一旦卫星偏离所要求的姿态，相应方向的推力器就会喷出气体，产生推力，使卫星回到所要求的姿态位置。