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宇宙力学において、軌道位置保持とは、宇宙船を別の宇宙船または天体から一定の距離に保つことである。軌道上の目標物と同じ軌道に維持するためには、スラスタ噴射による一連の軌道修正（再ブースト）が必要となる。多くの低軌道衛星では、非ケプラー力、すなわち地球の重力が均質な球体の重力からずれていること、太陽/月の重力、太陽放射圧、空気抵抗の影響を打ち消す必要がある。ラグランジュ点の周りのハロー軌道にある宇宙船の場合、このような軌道は不安定であるため、位置保持はさらに重要となる。スラスタ噴射による能動的な制御がなければ、位置または速度のわずかなずれでも宇宙船は完全に軌道から外れてしまう。[ 1 ]
地球の重力場が均質な球体の重力場からずれていること、および太陽と月の重力は、一般的に軌道面を乱します。太陽同期軌道の場合、地球の扁平率によって生じる軌道面の歳差運動は、ミッション設計の一部として望ましい特性ですが、太陽と月の重力によって生じる軌道傾斜角の変化は望ましくありません。静止軌道の場合、軌道傾斜角は非操舵アンテナで追跡できる程度に小さく保つ必要があるため、太陽と月の重力によって生じる軌道傾斜角の変化を相殺するために、かなりの燃料を消費する必要があります。
低軌道を周回する宇宙船の場合、大気抵抗の影響を補正する必要があり、多くの場合、再突入を回避するために補正が行われます。また、軌道を地球の自転と正確に同期させる必要があるミッションでは、軌道周期の短縮を防ぐために補正が不可欠です。
太陽放射圧は一般的に軌道離心率（すなわち離心率ベクトル）を乱します。軌道摂動解析（宇宙機）を参照してください。一部のミッションでは、これを積極的に制御操作で打ち消す必要があります。静止軌道宇宙機の場合、非操舵アンテナで追跡できるように、軌道離心率を十分に小さく保つ必要があります。また、固定された地上軌道を持つ非常に反復的な軌道が望ましい地球観測宇宙機の場合、軌道離心率ベクトルはできるだけ固定しておく必要があります。この補償の大部分は凍結軌道設計を使用することで実現できますが、多くの場合、微調整操作にはスラスタが必要になります。
非常に低い軌道にある宇宙機の場合、大気抵抗が非常に強いため、軌道上昇操作を定期的に行わないと、予定されているミッション終了前に大気圏に再突入してしまう可能性がある。
その一例が国際宇宙ステーション（ISS）です。ISSは地球表面から400～430km （250～270 マイル）の高度で運用されています。大気抵抗のため、宇宙ステーションは常に軌道エネルギーを失っています。このエネルギー損失は最終的にステーションの再突入につながるため、それを補うために、時折より高い軌道に再加速する必要があります。選択される軌道高度は、空気抵抗に対抗するために必要な平均推力と、ペイロードや人をステーションに送り込むために必要な推力とのトレードオフによって決まります。
255 km（後に235 kmに縮小 ）の軌道を周回していたGOCEは、イオン推進器を使用して最大20 mNの推力を発生させ、約1 m 2 の前面面積にかかる抗力を相殺した。[ 2 ]
地球観測衛星は通常、地球表面から約700～800kmの高度で運用されるため、 空気抵抗は非常に小さく、空気抵抗による再突入は問題になりません。しかし、軌道周期を地球の自転と同期させて一定の地上軌道を維持する必要があるため、この高高度でのわずかな空気抵抗も、軌道に接線方向のスラスタ噴射による軌道上昇操作によって相殺する必要があります。これらの操作は非常に小さく、通常はデルタVが数mm/s程度です。凍結軌道設計が採用されている場合、これらの非常に小さな軌道上昇操作で離心率ベクトルも制御できます。
地上軌道を一定に保つためには、太陽や月の重力によって生じる軌道傾斜角の変化を補正するために、軌道面外の操縦を行う必要もある。これは、軌道面に直交する方向へのスラスタ噴射によって行われる。太陽に対して一定の姿勢を保つ太陽同期軌道宇宙機の場合、太陽重力による軌道傾斜角の変化は特に大きく、軌道 傾斜角を一定に保つためには、年間1～2m/s程度の速度変化（Δv）が必要となる場合がある。
静止軌道宇宙船の場合、軌道面に直交する方向へのスラスタ噴射を実行して、軌道極を通常年間 0.85 度摂動させる月/太陽重力の影響を補償する必要があります。[ 3 ]この摂動を補償し、赤道面に対する所望の傾斜角を維持するために必要なデルタ V は、 年間約 50 m/s です。[ 4 ]この GEO ステーションキーピングの部分は、南北制御と呼ばれます。[ 5 ]
東西制御とは、軌道に接線方向にスラスタ噴射を行うことで軌道周期と離心率ベクトルを制御することです。これらの噴射は、軌道周期を地球の自転と完全に同期させ、離心率を十分に小さく保つように設計されています。軌道周期の摂動は、地球の南北軸に対する回転対称性が不完全であることに起因し、これは地球の赤道の楕円率と呼ばれることもあります。離心率（すなわち離心率ベクトル）は、太陽放射圧によって摂動されます。この東西制御に必要な燃料は、南北制御に必要な燃料よりもはるかに少なくて済みます。
燃料が少なくなった静止軌道上の宇宙船の寿命を延ばすために、南北方向の制御を停止し、東西方向の制御のみを継続することがあります。回転する地球上の観測者から見ると、宇宙船は24時間周期で南北方向に移動します。この南北方向の移動が大きくなりすぎると、宇宙船を追跡するために可動式アンテナが必要になります。アルテミス計画はその一例です。
重量を軽減するためには、静止軌道衛星にとって最も燃料効率の良い推進システムを持つことが不可欠です。そのため、現代の衛星のほぼすべてが、プラズマスラスタやイオンスラスタのような高比推力システムを採用しています。
宇宙船の軌道は、ラグランジュ点（ラグランジュ点とも呼ばれる）の周りを周回することも可能です。ラグランジュ点とは、太陽系の2つの大きな天体との関係で存在する5つの平衡点のことです。例えば、太陽-地球系には5つ、地球-月系にも5つなど、このような点が存在します。宇宙船は、位置保持に必要な最小限の推進剤でこれらの点の周りを周回することができます。このような目的で使用されてきた軌道には、ハロー軌道とリサジュー軌道があります。[ 6 ]
重要なラグランジュ点の 1 つは地球-太陽L 1であり、3 つの太陽物理学ミッションが 2000 年頃から L1 を周回しています。軌道維持のための推進剤の使用量は非常に少なく、他の宇宙船システムが稼働し続ければ、数十年続く可能性のあるミッションを容易にします。 3 つの宇宙船、Advanced Composition Explorer (ACE)、Solar Heliospheric Observatory (SOHO)、およびGlobal Geoscience WIND衛星は、それぞれ年間軌道維持のための推進剤の必要量が約 1 m/s 以下です。[ 6 ] 地球-太陽L 2 は、地球から太陽とは反対方向に約 150 万キロメートル離れた場所にあり、もう 1 つの重要なラグランジュ点です。ESAのハーシェル宇宙望遠鏡は、2009 年～2013 年の間、リサジュー軌道でそこで運用されていましたが、その時点で宇宙望遠鏡の冷却剤が枯渇しました。宇宙船を軌道維持軌道に維持するために、約 1 か月ごとに小さな軌道維持マヌーバが実行されました。[ 1 ]
ジェームズ・ウェッブ宇宙望遠鏡は、地球・太陽L2のハロー軌道を維持するために推進剤を使用するが、これが設計寿命の上限となる。10年間分の推進剤を搭載するように設計されている。 [ 7 ]しかし、アリアン5ロケットによる打ち上げ後の軌道精度により、予想よりも多くのヒドラジン推進剤を搭載できるため、望遠鏡の寿命が倍になる可能性があるとされている。[ 8 ] [ 9 ]
CAPSTONEオービターと計画中の月ゲートウェイは、地球-月L2ラグランジュ点の周りの9:2会合共鳴近直線ハロー軌道（NRHO）に沿って配置されています。[ 10 ] [ 11 ] [ 12 ]
3 つの太陽物理学ミッション、先進組成探査機 (ACE)、太陽太陽圏観測衛星 (SOHO)、および地球科学探査機 WIND は、1997 年、1996 年、および 2004 年以来、太陽地球内部秤動点 L1 を継続的に周回しています... この 3 つのミッションの噴射間隔は通常約 3 か月で、典型的なデルタ V は 0.5 m/sec よりはるかに小さいです。典型的な年間位置保持コストは、ACE と WIND では約 1.0 m/sec ですが、SOHO ではそれよりはるかに小さいです。 3機の宇宙船はいずれも十分な燃料を保有しており、不測の事態が発生しない限り、原理的には今後数十年にわたりL1軌道に留まることが可能である。