轨道机动发动机是航天器在空间机动飞行用的
液体火箭发动机，为航天器的入轨、变轨，空间交会和对接等提供动力。
根据控制系统的要求，轨道机动发动机是位于轨道器尾部两边，具有双向摇摆能力的两台相同的发动机所组成。轨道机动发动机的主要技术要求包括：发动机推力、推进剂类型、
发动机性能、发动机多次工作及重复使用次数，发动机双向摇摆能力及发动机维护与勤务工作要求。轨道机动发动机设计所遵循的原则：
1、发动机的可靠性是整个发动机设计的关键。这种发动机要完成航天飞机载人及运货飞行，需要保证它多次启动、重复使用、安全可靠。相对于一次启动的常规
液体火箭发动机来说，其研制难度要大得多，可靠性显得更加突出；
发动机推力是根据
航天飞机轨道器的飞行任务要求由总体部确定的，它的大小与各种影响因素有关，一般来说，推力在4903~29420N之间。与助推级相比，它的推力很小。机道机动发动机推进剂要求性能高，毒性小，维护使用方便，费用低；能多次启动工作。
可供轨道机动发动机选用的推进剂组合有两大类可赊存自燃推进剂和液氧/烃类推进剂。可贮存自燃推进剂中供选用的有三种，即N2O4/N2H4，N2O4/MMH，N2O4/UDMH。
推力室冷却包括燃烧室与喷管的冷却。根据国内外的设计经验，喷管(主要是指喷管延伸段)大都采用耐高温的妮合金制造，其内外表面涂有耐高温抗氧化涂层。这种喷管的冷却为幅射冷却，轨道机动发动机采用这种喷管冷却方案是比较好的。对于在高真空环境条件下小推力的液体火箭发动机来说，燃烧室采用什么
冷却方式是值得研究的。国外一些上级发动机，如阿波罗服务舱下降及上升
发动机。过渡级发动机都采用烧蚀冷却。但是多次点火重复使用的轨道机动发动机，因
烧蚀材料制造的燃烧室内型面尺寸会变化，影响
发动机性能精度及可靠性，不宜选用。为此，燃烧室以再生冷却方式为好。这种冷却方案，除要求选用冷却性能较好的推进剂作冷却剂外，还要求正确设计冷却通道，确保冷却与压降效果都比较好。对于内壁材料，也要选用耐高温的材料，如
铌合金或GH170等。
推进剂输送系统的选用推进剂输送系统是在推进剂选定的基础上确定的。它的选用主要取决于总体部对发动机的性能、可靠性及轨道器结构设计要求。可供选用的系统有两种:挤压式输送系统和泵压式输送系统。
在推进剂及其输送系统选定的前题下综合考虑
冷却方式，燃烧室压力Pk，发动机混合比kF，喷注器设计，喷管型式及膨胀比等因素，以达到发动机的比冲要求。在发动机初步设计时冷却方式、Pk、kF基本上已确定。要想提高发动机性能应从两方面着手。一是精心设计喷注器，最好采用层板喷注器结构，这种结构有可能使燃烧室的
燃烧效率从钻孔式喷注器的0.96提高到0.99以上；二是将喷管设计成80%钟形喷管，适当地加大，使喷管效率有较大增加。