采用固体发动机的自旋稳定航天器在进行轨道控制时，横向干扰力矩将引起自旋稳定航天器的章动。航天器的章动除了造成航天器速度增量的损失减小和速度指向误差外，还可能引起航天器姿态失稳。本论文将对固体发动机推力作用下的自旋稳定航天器，在加速入轨、变轨过程中，由于推力偏斜、质心偏移产生的横向干扰力矩引起的姿态稳定性问题进行研究。　　本论文采用不存在奇点的四元数法建立了航天器的姿态运动学方程。根据刚化原理，把变质量航天器当成常质量系来看待，建立了变质量航天器质心动力学方程和绕质心的姿态动力学方程。在此基础上，根据雷诺迁移定理，推导出两个附加力和两个附加力矩的具体表达式。其结果显示了附加哥氏力矩和附加相对力矩对自旋稳定航天器姿态的影响。　　本论文对变质量航天器在固体发动机理想燃烧状态下的多种情况下的姿态运动进行了仿真分析。对航天器的喷气阻尼特性进行了分析和仿真验证。对航天器在有推力偏斜时的轨道和姿态分为航天器横轴相等和横轴不相等的情况分别进行仿真分析。文中采用将姿态动力学模型简化成定常线性系统的方法，分析了航天器在受到由于发动机喷气偏斜而产生的横向干扰力矩对自旋稳定性的影响，并用仿真验证了分析结果。　　本论文对变质量航天器在设定的固体发动机非理想燃烧状态下的姿态运动进行了分析仿真，并分为无推力偏斜和有推力偏斜的两种情况分别进行了仿真分析。通过大量的仿真找出了不同发动机燃烧面燃烧推进状况对航天器自旋稳定性影响的规律。　　本论文的仿真分析结果可为相关型号的研制部门改进该类型入轨、变轨发动机的性能及可靠性提供参考。