Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент t, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время t, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.