It is known that the synthesis of the relevant control law is performed and appropriate control devices are selected for specific tasks of controlling relative spacecraft motion. Flywheels, control moment gyroscopes, electromagnetic devices with permanent magnets and micro-jet engines are used as actuators in controlling the orientation and stabilizing the spacecraft. For example, flywheel motors together with electromagnets are most often used to ensure precise spacecraft stabilization in remote Earth monitoring (REM) problems. At the same time, there is a series of problems pertaining to the control over the relative motion of spacecraft where there is no need for precise spacecraft stabilization and ensuring minimal errors in orientation. These problems may include spacecraft orientation for charging solar batteries or orientation control for research and meteorological spacecraft.The study's purpose is to synthesize a law for spacecraft orientation control algorithm when using executive devices with permanent magnets (EDPM). EDPMs are the devices controlling spacecraft orientation. They consist of rotary permanent magnets, stepper motors, and capsule-screens with shutter flaps. Opening and closure of the capsule-screen flaps and rotation of permanent magnets in a certain way ensure the generation of a discrete control magnetic moment. It should be noted that EDPMs do not provide accurate spacecraft stabilization and hence they are not suitable for the REM purpose. However, EDPMs consume less on-board energy than other spacecraft orientation control systems and are useful in problems requiring less accurate stabilization.A control law was synthesized for controlling spacecraft equipped with EDPM using a nonlinear controller and a pulse-width modulator. Areas of effective EDPM application for various space-related problems including orientation and stabilization of aerodynamic elements perpendicular to the dynamic flow of the incoming atmosphere were determined. Advantages of using EDPMs in comparison with electromagnetic executive devices in the problems pertaining aerodynamic element stabilization in aerodynamic systems of deorbiting worked-out spacecraft from low Earth orbits were shown., Известно, что для определенной задачи управления относительным движением космических аппаратов (КА) проводится синтез соответствующего закона управления и выбираются подходящие управляющие органы. В качестве исполнительных органов при управлении ориентацией и стабилизацией КА используют двигатели-маховики, геродины, электромагниты устройства с постоянными магнитами и микрореактивные двигатели. Так, для обеспечения точной стабилизации КА в задачах дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) чаще всего применяют двигатели-маховики вместе с электромагнитами. В свою очередь, существует ряд задач управления относительным движением КА, где нет необходимости в точной стабилизации КА и обеспечении минимальных погрешностей при ориентации. К таким задачам могут относиться: задача ориентации КА для зарядки солнечных батарей, управление ориентацией научно-исследовательских и метеорологических КА.Целью исследования является синтез закона для алгоритма управления ориентацией КА при применении исполнительных органов с постоянными магнитами (ИОПМ). ИОПМ являются органами управления ориентацией КА и состоят из поворотных постоянных магнитов, шаговых двигателей и капсул-экранов со створками. Открывание и закрывание створок капсул-экранов и поворот постоянных магнитов определенным образом обеспечивают генерацию дискретного управляющего магнитного момента. Следует отметить, что ИОПМ не обеспечивают точной стабилизации КА, а отсюда не подходят для задач ДЗЗ. Однако ИОПМ потребляют меньшее количество бортовой энергии чем другие системы управления ориентацией КА и целесообразны для применения в задачах, требующих менее точной стабилизации.Проведен синтез закона управления для КА с ИОПМ с применением нелинейного регулятора и широтно-импульсного модулятора. Определены границы эффективного применения ИОПМ для различных космических задач, одной из которых является ориентация и стабилизация аэродинамического элемента перпендикулярно к набегающему динамическому потоку атмосферы. Показаны преимущества использования ИОПМ по сравнению с электромагнитными исполнительными органами в задачах стабилизации аэродинамических элементов аэромагнитной системы увода отработанных КА с низких околоземных орбит, Відомо, що для певної задачі керування відносним рухом космічних апаратів (КА) проводиться синтез відповідного закону управління і вибираються відповідні керуючі органи. В якості виконавчих органів при керуванні орієнтацією і стабілізацією КА використовують двигуни-маховики, геродини, електромагніти пристрої з постійними магнітами і мікрореактивні двигуни. Так, для забезпечення точної стабілізації КА в задачах дистанційного зондування Землі (ДЗЗ) найчастіше застосовують двигуни-маховики разом з електромагнітами. У свою чергу, існує ряд завдань управління відносним рухом КА, де немає необхідності в точній стабілізації КА і забезпеченні мінімальних похибок при орієнтації. До таких завдань можуть належати: завдання орієнтації КА для зарядки сонячних батарей, керування орієнтацією науково-дослідних та метеорологічних КА. Метою дослідження є синтез закону для алгоритму керування орієнтацією КА при застосуванні виконавчих органів з постійними магнітами (ВОПМ). ВОПМ є органами керування орієнтацією КА і складаються з поворотних постійних магнітів, шагових двигунів і капсул-екранів зі стулками. Відкривання і закривання стулок капсул-екранів і поворот постійних магнітів певним чином забезпечують генерацію дискретного керуючого магнітного моменту. Слід зазначити, що ВОПМ не забезпечують точної стабілізації КА, а звідси не підходять для завдань ДЗЗ. Однак ВОПМ споживають меншу кількість бортової енергії, ніж інші системи керування орієнтацією КА, і доцільні для застосування в задачах, що потребують менш точної стабілізації.Проведено синтез закону керування для КА з ВОПМ із застосуванням нелінійного регулятора і широтно імпульсного модулятора. Визначено межі ефективного застосування ВОПМ для різних космічних завдань, однією з яких є орієнтація і стабілізація аеродинамічного елементу перпендикулярно до динамічному потоку атмосфери, що набігає. Показано переваги використання ВОПМ в порівнянні з електромагнітними виконавчими органами в задачах стабілізації аеродинамічних елементів аеромагнітної системи відведення відпрацьованих КА з низьких навколоземних орбіт