火箭控制系統主要包括導航系統（對導彈武器來說叫制導系統）、姿態控制系統、電源配電系統和測試檢查發射控制系統（簡稱測試發控系統）。前三者安裝在火箭上，通常叫火箭的飛行控制系統。測試發控系統則安裝在地面上。但它們是一個整體，在對火箭實施控制的過程中，它們的功能雖然各不相同，但卻不各行其是?；鸺刂葡到y是一個非常復雜的綜合系統，儀器設備種類繁多，使用的電子元器件數量很大。
測試發控系統是火箭發射前人機對話的主要接口，通過箭地通訊，可掌握箭上設備的工作情況和各種參數，也可將飛行參數向箭上設備裝訂，最后控制火箭發射。
飛行控制系統的核心是導航系統，它控制火箭的質心按預定的軌跡運動，即控制火箭的飛行精度，保證所運載的航天器準確入軌。因此，它代表著控制系統的水平。目前的主要導航方式有位置捷聯慣性導航、速率捷聯慣性導航和平臺計算機慣性導航等。
姿態控制系統控制火箭飛行繞質行繞質心的運動（俯仰、偏航和滾動），保證火箭按規定的姿態飛行。電源配電系統除完成地面到箭上電源供電的轉換外，主要是向各種控制儀器設備提供各自需要的電源，并按飛行程序發出指令，控制火箭工作狀態的變化。
飛行控制系統的儀器設備由測量儀表、中間裝置、執行機構和電源配電裝置等組成。
測量儀表是火箭的眼耳。導航方式不同，其種類有所不同，但都離不開陀螺和加速度表。高速旋轉的陀螺，能始終保持自身的方向不變，并能覺察到火箭姿態的任何變化。利用陀螺原理制造的加速度表，則能感受火箭速度的變化。
中間裝置主要是電子計算機，它是火箭的大腦，一旦接到測量儀表發來的火箭飛行路線和姿態變化的信號，就立即進行計算，并進行綜合處理，將信號放大，傳給執行機構，并控制執行機構進行工作。
執行機構是控制系統的手腳。有電磁閥門及電爆器件、舵機、姿態噴管、搖擺發動機及控制搖擺發動機運動的伺服機構等，它們嚴格按照中間裝置傳來的信號命令，使發動機點火、關機，糾正飛行路線和姿態的偏差，使火箭級間分離和有效載荷分離等。
電源配電裝置主要包括電池（一次電源）、二次電源、配電器、程序配電器和電纜網等。長征三號Ａ姿態控制系統采用數字化控制方案，與長征三號相比，有如下的不同點：1）以計算機軟件代替模擬量控制的多通道校正網絡；2）采用四軸平臺，并在系統設計中考慮大姿態角的影響；3）一、二、三級都采用3個速率陀螺方案；4）考慮了雙星發射的姿態控制問題。
伺服機構是姿態控制的執行元件。一、二子級的伺服機構與長征三號的相同。三子級的伺服機構是新設計的，兩套伺服機構控制兩臺推力室作雙向擺動，每套都包括伺服作動器和液壓源兩部分。作動器又分Ａ、Ｂ兩種狀態，兩者均受液壓系統驅動而直接帶動推力室。兩種狀態的作動器共用一個液壓源，由帶自封接頭的軟管聯通。液壓源安裝在伺服作動器Ａ上，由氣動機、液壓泵、蓄壓器、電磁閥、油箱、過濾器、中頻電機及其它附件構成。
氣動機是伺服機構的一次能源。三子級發動機工作時，從推力室頭部引出一股氫氣，推動氣動機的轉子旋轉，從而帶動液壓泵工作，而作功后的氫氣則通過導管進入液氫箱，對貯箱增壓。
液壓泵為變量泵。由于發動機的擺角隨火箭受到的干擾量變化，當擺角較小時，液壓系統所需的供油量下降，如果泵的供油量不變，將引起系統發熱，而變量泵可以根據液壓系統的需要供油，從而減少系統的溫升。
蓄壓器的開閉受電磁閥控制。臨射前用地面氦氣對蓄壓器充壓。在三子級發動機第一次工作之前，開啟蓄壓器，伺服機構將提前起控，使推力室擺至控制系統要求的位置。一旦推力室建壓，就立即產生控制力矩。而在發動機第一次工作結束時，蓄壓器已被重新充壓，這樣在發動機第二次起動前，伺服機構又將提前起控。
氣動機與液壓泵之間采用超越離合器連接。三子級發動機工作時，超越離合器處于結合狀態，液壓泵受氣動機驅動。地面測試時，利用中頻電機帶動液壓泵，這時超越離合器處于脫開狀態，氣動機轉子不受中頻電機的影響。射前可以將具有快卸機構的中頻電機取下。此后如果還需要測試，還可以利用地面氦氣源驅動氣動機。
伺服機構采用機械反饋，并設有零位液壓鎖。機械反饋可以避免因電路故障導致伺服回路開環失控，而液壓鎖則保證推力室在非工作狀態下不發生碰撞。
