太空飞行器推进系统有冷气推进系统、固体推进系统、液体推进系统(单组元、双组元、双模式、混合式)、电推进系统等，如下表所列。

冷气推进系统是採用高压气体经过喷管直接膨胀加速喷出产生推力。推力器把压力能变成流动动能喷出，而无任何化学反应。早期太空飞行器，由于空间液体火箭推进技术尚未成熟，姿态控制和轨道控制液体火箭发动机还不能用于太空飞行器，故较多採用冷气推进，如苏联的东方一号载人飞船、美国的空间实验室、德法交响乐卫星的姿态控制等。随着单组元和双组元液体火箭推进技术日益成熟，冷气推进使用越来越少。冷气推进一般选择惰性气体氮气(N₂)或氦气(He)为工质，主要特点是无燃烧等化学反应，系统特别简单、成本低、可靠性高、惰性工质(N₂、He)无热、无爆炸危险、无污染等优点，但控制冲量小(但在极限环工作的三轴稳定模式时是优点)、性能低。

因此，只有需要避免羽流热污染以及担心液体和固体推进系统安全性的地方才使用，目前仅在总冲量要求低的小卫星以及对排气污染要求高的载人机动装置(如航天员出舱等活动动力装置)上使用。我国对工作时间2年以内、总冲量较小的太空飞行器，仍採用冷气推进，或以恆压式冷气推进系统。

固体推进系统主要指固体火箭发动机。与液体火箭推进系统相比，固体火箭推进系统结构简单、性能低、推力比较大，一般只能一次性点火，主要用于太空飞行器轨道注入和返回舱再入前的制动等。它可以作为地球静止轨道卫星的近地点发动机和远地点发动机，使卫星轨道圆化，将卫星送到同步轨道。早期採用固体和单组元液体火箭发动机组成地球静止轨道推进系统，如美国HS376平台、中国风云二号气象卫星等。对返回式卫星的返回舱，回收前採用固体火箭发动机作为制动发动机，使返回舱减速，顺利返回地面。

在国外，早期採用固体火箭推进系统用于卫星轨道注入时，曾经出现过几次故障，造成卫星没有入轨，因此人们对固体推进系统的可靠性有争议，但中国从未出现过此问题。目前在载人太空飞行器上，以及太空飞行器轨道和姿态控制方面极少採用固体火箭推进系统。

固体火箭推进系统主要由固体火箭发动机、点火安全保险装置、推力矢量控制装置、推力终止装置等组成。由于用途不同，有些固体火箭推进系统只包括固体火箭发动机。右图为一典型固体火箭推进系统结构简图。

固体火箭发动机是固体火箭推进系统的核心组件。它不仅是动力装置，而且也是飞弹(火箭)弹(箭)体的一部分。固体火箭发动机使用固体推进剂。推进剂在燃烧室内燃烧，使推进剂的化学能转变为热能，燃烧产生的高温、高压燃气，流经发动机的喷管，使燃气的热能转换为动能，燃气流以超音速高速喷出，产生的反作用力——推力，使飞弹飞行。

点火安全保险装置是保证固体火箭发动机点火安全的保险装置。它保证固体火箭发动机在贮存、运输和使用环境中防止静电感应和射频电磁感应，或防止意外发火事故。安全保险装置分为电安全保险装置和机械安全机构。

推力矢量控制装置是为飞弹姿态控制提供控制力(力矩)的装置。它也是弹道式飞弹整个控制系统的重要组成部分。目前常用活动喷管产生控制力(力矩)，也有利用喷管二次喷射改变燃气方向产生控制力的。总之都与固体火箭发动机有关係，所以又称推力矢量控制系统。

推力终止装置是终止推力的机构。当固体火箭发动机推进剂未燃尽而需要关机时，则由推力终止装置来完成这一任务。它可保证飞弹射程的精度或运载火箭获得準确的人轨速度。比较常用的是反向喷管机构。

液体单组元推进系统通常使用一种经催化分解能产生热和低分子量产物的物质作为推进剂，分解后的高热产物经推力室喷管膨胀加速，变热能为流动动能喷出产生推力。系统简单、可靠、成本低。目前，太空飞行器姿态和轨道控制使用最广泛的是单组元肼推进系统。它具有良好的处理特性、在常温常压和非催化物容器中贮存相当稳定、分解产物清洁等特点，在可靠性、寿命、使用历史、比沖、安全性和费用等综合指标上，都要比冷气推进系统和单组元过氧化氢分解发动机优越，且在某些套用场合也比双组元液体火箭推进系统优越，是一个非常理想的推进系统。

它主要缺点是比沖较低，一般适合于中小型太空飞行器，当出现肼增强推力室、肼电弧推力室以及双模式(或複合)推进系统后，肼推进技术得到了充分发展，在太空飞行器姿态和轨道控制方面套用广泛，在载人太空飞行器等大型太空飞行器上也得到套用。单组元肼类推进剂有毒，生产、储存、运输和使用都比较複杂，推进系统的维修、更换、检查、加注等过程中微小的泄漏都可能危及人员的生命安全。在越来越重视环境保护和人类健康的情况下，有毒推进剂推进系统的使用越来越受到限制。过氧化氢具有无毒、无污染、可贮存、密度比沖高等优点，加上过氧化氢提纯技术的发展，过氧化氢作为单组元推进剂的分解方法和催化剂的研製都有很大进展，过氧化氢单组元催化分解发动机研究再次得到发展，如美国General Kinetics公司研製出了100N过氧化氢单组元发动机。

液体双组元火箭推进系统是利用两种液体物质(燃料与氧化剂)分别喷入火箭发动机燃烧室或自燃或藉助点火进行燃烧(化学)反应，生成高温、低分子量的燃烧产物，然后通过喷管膨胀转变成高速向外喷射的气流而产生推力。技术比较成熟，比沖高，推力大，特别是N₂O₄/MMH双组元推进系统具有液态温度範围宽，地球环境条件下贮存性能好，虽然系统稍複杂些，但一直在飞船、太空梭和大型卫星上得到广泛套用。它能独立完成轨道注入、轨道保持和轨道大机动、姿态控制以及再入机动等功能，是一种功能全面的推进系统。

用N₂O₄/MMH作推进剂的双组元统一推进系统(UBPS)，即轨道控制和姿态控制使用同一种推进剂及同一供应系统，使系统相对简化。美、英、法等航天大国早在20世纪80年代即开始研究，投入实际套用的有国际通信卫星、亚太二号通信卫星(AsiaSat-2)及Marquardt公司研製的军用外层空间飞弹辅助推进系统等。中国的东方红三号卫星、神州号飞船等都採用双组元统一推进系统．完成轨道注入，轨道机动、姿态控制以及返回制动等任务。

电推进系统是利用电能加热、离解和加速工质，使其形成高速射流而产生推力。主要特点是：比沖比化学火箭推进系统高出几倍，甚至十几倍，可通过节约推进剂的使用量而降低发射成本或增加有效载荷的重量；推进引起的振动小，点火期间对太空飞行器振动干扰小；控制精度高；使用寿命长；可完成多种空间任务，如轨道转移、姿态控制、位置保持和太空飞行器离轨等。比如将太空飞行器从300~500km高度的基本轨道转移到700~1500km的工作轨道，低轨道(300～500km)太空飞行器的大气阻力补偿，地球同步轨道卫星的轨道修正和位置保持，星际航行太空飞行器的主推进，星座和小型卫星的编队飞行和精确定位等。因此受到人们的高度重视，并进行了大量研究。

但电推进推力低、功耗大，本身技术又複杂，在使用上受到很大限制。使用较多的是肼增强推力室和肼电弧推力室，主要用于南北保持，如Galaxy-10。由于离子推力室和稳态等离子推力室需要一套单独的氙气输送系统，一个潜在的危险是在整个飞行期间(10~20年)要求高压输送系统一直保持密封。

採用电推进可以提高有效载荷比，增加太空飞行器经济效益，据分析，採用单组元推进系统，其中4台1 kW电弧推力室作为轨道转移，4台1 kW电弧推力室作为南北位置保持，在太空飞行器发射质量保持不变条件下，可减少推进剂30%，增加有效载荷55%，提高经济效益18%。