Este estudio considera un problema de estimación de órbita relativa en el que una nave espacial observadora navega con respecto a un objeto espacial objetivo a una gran distancia de separación (varios kilómetros) utilizando solo los ángulos de rumbo obtenidos por una única cámara a bordo. Generalmente, se utiliza el filtro de Kalman extendido (EKF), que se basa en ecuaciones de movimiento relativo lineales como la ecuación de Clohessy-Wiltshire, para la navegación relativa de satélites. El EKF linealiza el error de estimación alrededor de la estimación actual y aplica las ecuaciones del filtro de Kalman a este sistema linealizado. Sin embargo, se ha demostrado que las no linealidades del problema de determinación de órbita pueden hacer que la suposición de linealización sea insuficiente para representar la incertidumbre real. Por lo tanto, se propone en este estudio un filtro de Kalman extendido de segundo orden analítico (ASEKF) para la estimación de órbita relativa. El ASEKF, para estimar secuencialmente los estados relativos de los satélites y sus incertidumbres asociadas, se formula en base a una ecuación de movimiento relativo analítica de segundo orden bajo perturbación, que puede superar las deficiencias de los enfoques existentes que se centran principalmente en aplicaciones en dinámicas de órbita de dos cuerpos, casi circulares y linealizadas. Los resultados numéricos muestran que el método propuesto proporciona una robustez superior y un rendimiento de error cuadrático medio en comparación con los estimadores lineales bajo las condiciones consideradas.