Dalam astronomi, penentuan orbit berarti memprediksi cara benda-benda di ruang angkasa mengorbit satu sama lain. Ada beberapa metode untuk membuat prediksi ini. Metode penentuan orbit awal adalah metode yang paling mudah dan membutuhkan dua pengukuran untuk menemukan arah dan kecepatan benda yang mengorbit. Metode kuadrat terkecil lebih akurat tetapi membutuhkan banyak estimasi orbit yang sama untuk menghasilkan prediksi arah, kecepatan, dan kesalahan orbit. Metode pemrosesan sekuensial adalah yang paling akurat dan membutuhkan banyak perkiraan kesalahan orbit dari model sebelumnya. Metode ini menghasilkan model orbital baru yang memperhitungkan beberapa faktor penyebab kesalahan orbit, seperti tabrakan kecil dengan debu luar angkasa.
Penerapan penentuan orbit berkisar dari satelit pemosisian global (GPS) hingga orbit bintang biner. Kesalahan orbit dapat menyebabkan masalah besar pada sistem GPS dan perlu dipantau secara konstan. Objek yang dijadwalkan bertabrakan dengan Bumi diharapkan dapat diprediksi dengan metode penentuan orbit sebelum tumbukan.
Penentuan orbit awal telah digunakan sepanjang sejarah dan dikembangkan secara independen oleh banyak astronom. Itu digunakan oleh Johannes Kepler untuk menurunkan tiga hukum gerak planetnya. Model orbit akurat pertama untuk planet Mars juga dikembangkan menggunakan penentuan orbit awal.
Sejak pertama kali dikembangkan oleh Carl Friedrich Gauss pada tahun 1801, metode kuadrat terkecil telah menggantikan penggunaan penentuan orbit awal. Periode orbit adalah satu putaran penuh suatu orbit. Metode kuadrat terkecil menunjukkan bahwa antara periode orbit lengkap selalu ada kesalahan yang terbentuk karena gaya yang tidak diketahui dan interaksi benda yang mengorbit selama perjalanan. Penentuan orbit awal tidak memperhitungkan data sebelumnya. Ini hanyalah langkah pertama dalam penentuan orbit modern karena metode kuadrat terkecil menghitung kesalahan orbit.
Metode pemrosesan sekuensial paling disukai karena pemodelan komputer. Dengan metode ini dan Teorema Sherman, para astronom mengembangkan model orbit dengan menggunakan komputer untuk menemukan posisi masa depan, kecepatan, arah, dan kesalahan orbit dengan data yang sangat terbatas. Teorema Sherman membutuhkan langkah matematika lain untuk metode pemrosesan sekuensial, yang disebut linierisasi.
Matematika yang kompleks dan data ekstensif yang diperlukan untuk penggunaan metode pemrosesan sekuensial seringkali tidak tersedia, sehingga para astronom menghasilkan perkiraan untuk metode pemrosesan sekuensial. Ini mengurangi kesulitan penentuan orbit tetapi sedikit meningkatkan kesalahan orbit. Proses ini disebut referensi estimasi keadaan. Para astronom menggunakan referensi perkiraan keadaan dan linearisasi hanya ketika data orbital yang mereka pelajari terlalu kecil untuk menggunakan metode pemrosesan sekuensial non-linier.