Для многих типов космических летательных аппаратов важной задачей является ориентация, при которой обеспечивается заданное направление в пространстве одной или всех трех осей летательного аппарата. Такая задача возникает, например, когда необходимо обеспечить наилучшие условия работы солнечных батарей. Наивыгоднейшим положением солнечных батарей будет такое, когда их плоскость перпендикулярна направлению солнечных лучей. Другим примером является ориентация параболической антенны космического аппарата на Землю в сеансах радиосвязи. Как известно, параболические антенны имеют острую направленность и требуют точной ориентации их в сеансах радиосвязи.

Еще более жесткие требования к точности ориентации предъявляются во время проведения коррекции траектории летательного аппарата. Для того чтобы осуществить требуемый корректирующий импульс, необходимо направить продольную ось летательного аппарата под строго определенным углом к его траектории и к плоскости орбиты. Весьма ответственной является задача ориентации космического корабля в период его торможения при переходе с орбиты спутника Земли на траекторию снижения. Для решения многих задач научного исследования космического пространства также необходима ориентация всего космического аппарата или приборов, установленных на нем, в определенном направлении. Так, для спутников, фотографирующих участки земной поверхности, необходима ориентация на Землю, а для космических станций, предназначенных для фотографирования лунной поверхности, необходима ориентация фотоаппаратуры в направлении Луны.

Чаще всего ориентация космического летательного аппарата решается с помощью системы астроориентации. Система астроориентации имеет электронно-оптические датчики, гироскопические измерители скорости вращения аппарата, усилительно-преобразовательную аппаратуру и исполнительные механизмы, создающие вращающий момент. Положение космического летательного аппарата в пространстве обычно фиксируется относительно астрономических ориентиров, например Солнца, какой-либо звезды или Земли. Разворот аппаратов в заданном направлении производится чаще всего с помощью реактивных микродвигателей. При этом система управления включает микродвигатели до тех пор, пока летательный аппарат не займет требуемое положение в пространстве. Затем система ориентации поддерживает оси летательного аппарата в строго заданном направлении.

Система ориентации летательного аппарата обычно имеет три режима работы: первый режим — это процесс поиска астроориентиров, на которые рассчитана система ориентации, второй режим — разворот космического летательного аппарата в заданное положение после того, как астроориентиры попадут в «поле зрения» электронно-оптических датчиков ориентации. Третий режим работы — режим удержания ориентации летательного аппарата относительно заданного направления. Для системы стабилизации возникают наиболее трудные условия в период работы корректирующих или тормозных двигательных установок, когда система стабилизации должна компенсировать возмущения, возникающие при работе двигателей, и обеспечить высокую точность стабилизации.

Практически ориентация летательного аппарата может производиться двумя принципиально различными методами: пассивным и активным.

Пассивной ориентацией принято называть ориентацию летательного аппарата, осуществляемую за счет внешних моментов, создаваемых в результате взаимодействия с окружающей средой. Основными видами пассивной ориентации являются: гравитационная ориентация, аэродинамическая ориентация и др. Известно, что на летательный аппарат, имеющий неодинаковые моменты инерции вокруг его главных осей и движущийся, например, по орбите искусственного спутника Земли, действует гравитационный момент. Если рассмотреть упрощенную модель летательного аппарата, представив ее в виде двух масс, соединенных между собой жестким стержнем, то нетрудно видеть, что на такое тело — «гантель», движущееся в гравитационном поле, будет действовать момент, стремящийся совместить продольную ось «гантели» с направлением местной вертикали.

Можно показать, что величина составляющей гравитационного момента по каждой оси летательного аппарата пропорциональна разности моментов инерции относительно двух других осей. Искусственные спутники Земли с гравитационной ориентацией конструируются таким образом, чтобы сделать разность моментов инерции по различным осям возможно большей. Чаще всего на корпусе спутника прикрепляются достаточно длинные штанги, на концах которых укрепляются массивные элементы. Иногда на концах штанг может быть укреплена полезная масса (аккумуляторы, приборы и т. п.). Трудной задачей при осуществлении пассивной ориентации является демпфирование (успокоение) колебаний, которые неизбежно возникают при выводе на орбиту спутников, имеющих подобную форму. Для этого конструируются специальные узлы крепления штанг, которые рассеивают энергию колебательного движения за счет сил внутреннего трения в материале или с помощью демпфера того или иного типа.

Спутники с гравитационной системой ориентации часто снабжаются системой предварительного успокоения, которая с помощью реактивных микродвигателей обеспечивает быстрое демпфирование колебаний после отделения спутника от ракеты-носителя.

Система предварительного успокоения исключает также возможность «опрокидывания» спутника, т. е. поворота его на 180° по отношению к требуемому положению под влиянием начальной угловой скорости, возникающей в момент разделения, в нерабочее положение, которое тоже является устойчивым. Естественно, гравитационная ориентация не требует затраты энергии.

Несмотря на чрезвычайно малую плотность верхних областей земной атмосферы, искусственные спутники Земли благодаря большой скорости полета испытывают заметное влияние аэродинамических сил, действующих на их поверхность. Если центр давления не совпадает с центром масс спутника, то при этом создается аэродинамический момент относительно центра масс. Такой момент может быть использован для аэродинамической ориентации спутника относительно вектора набегающего потока. Могут быть использованы и специальные стабилизаторы, вынесенные на некоторое расстояние для создания большего момента.

Пассивные методы ориентации наряду с их существенными достоинствами — простотой и минимальными энергетическими затратами — имеют ряд ограничений. Основная особенность, ограничивающая их применение, состоит в том, что каждый из этих методов может использоваться для ориентации летательного аппарата лишь относительно одной вполне определенной системы отсчета и не обеспечивает возможность переориентации. Кроме того, в связи с тем что стабилизирующий момент имеет малую величину, процесс ориентации протекает долго и не всегда обеспечивается достаточно точная ориентация.

К числу методов стабилизации, которые не требуют непрерывного подвода энергии, относится также метод стабилизации космических летательных аппаратов вращением вокруг одной из осей. Хорошо известно, что твердое тело, которому сообщено вращательное движение вокруг одной из его главных осей, сохраняет направление этой оси в пространстве при движении его по той или иной траектории. Это позволяет осуществлять стабилизацию тела относительно этой оси до тех пор, пока какие-либо силы, действующие на него, не нарушат стабилизацию.

Активные методы ориентации не имеют недостатков, присущих пассивным методам, хотя и требуют затраты энергии или массы для создания стабилизирующих моментов. При этом в процессе ориентации происходит потребление энергии или расход массы, запасенной на борту космического летательного аппарата (электроэнергии, сжатого газа, химического топлива), или затраты энергии солнечных батарей. Эти методы позволяют обеспечить ориентацию относительно любой базовой системы отсчета и производить переориентацию, т. е. переход от одной ориентации к другой в тех случаях, когда это необходимо.

Для создания управляющего момента в системах активной ориентации могут применяться реактивные микродвигатели, работающие на сжатом газе или химическом топливе, электрореактивные движители (ионные, плазменные и др.), моментный электропривод, взаимодействующий с магнитным полем Земли, гироскопические устройства или маховики, приводимые в движение электродвигателями.

С помощью маховиков, установленных на борту летательного аппарата, можно управлять движением его вокруг центра масс. Действительно, вращающиеся маховики, не изменяя движения центра масс, создают внутренние моменты, позволяющие изменять угловое положение летательного аппарата относительно базовой системы отсчета. Обычно устанавливают три маховика, оси которых совмещают с главными осями инерции летательного аппарата. При этом возникает необходимость иметь на борту так называемое «разгрузочное устройство» для того, чтобы периодически снимать с маховиков накопленный ими кинетический момент. Это устройство может состоять из системы реактивных микродвигателей или магнитопривода, электромагнит которого взаимодействует с магнитным полем Земли и создает необходимый момент.

Часто используются комбинированные методы ориентации. В таких случаях в дополнение к пассивной системе ориентации устанавливается необходимое количество микродвигателей для коррекции действия пассивной системы, предварительного успокоения и компенсации ошибок, возникающих в результате различных возмущающих воздействий, а также для программных поворотов искусственного спутника или космического корабля.