This propulsion system of a rocket motor assembly includes an array of attitude-control rocket engines, one or more oxidizer-fluid sources, one or more ignition-fluid sources, and, optionally, one or more primary rocket engines. Each of the attitude-control rocket engines has a respective combustion chamber and is offset from the longitudinal axis of the rocket motor assembly so that when a selected one or group of the attitude-control rocket engines is fired, the flight path of the assembly is diverted and/or the rocket assembly spins. The oxidizer-fluid and ignition-fluid sources are in operative communication with the attitude-control rocket engines to respectively permit oxidizer fluid and ignition fluid to be supplied to selected ones or groups of the attitude-control rocket engines. Optionally, a portion of the ignition fluid from the ignition-fluid source can be cooled and used to pressurize the oxidizer-fluid source.

Questo sistema di propulsione di un complessivo motore del razzo include un allineamento dei razzi di atteggiamento-controllo, di una o più fonti del oxidizer-liquido, di una o più fonti del accensione-liquido e, facoltativamente, di uno o più razzi primari. Ciascuno dei razzi di atteggiamento-controllo ha una camera di combustione rispettiva ed è sfalsato dall'asse longitudinale del complessivo motore del razzo in moda da quando quello o un gruppo selezionato dei razzi di atteggiamento-controllo è infornato, deviare il percorso di volo del complessivo e/o delle rotazioni del complessivo del razzo. Le fonti del accensione-liquido e del oxidizer-liquido sono nella comunicazione attiva con i razzi di atteggiamento-controllo per consentire rispettivamente il liquido del oxidizer ed il liquido dell'accensione da fornire quei selezionati o ai gruppi dei razzi di atteggiamento-controllo. Facoltativamente, una parte del liquido dell'accensione dalla fonte del accensione-liquido può essere raffreddata ed usata per pressurizzare la fonte del oxidizer-liquido.