La determinación precisa y robusta de la órbita a bordo es esencial para permitir operaciones autónomas de naves espaciales, particularmente en escenarios donde el control desde tierra es limitado o no está disponible. Este documento presenta un método novedoso para lograr una determinación robusta de la órbita a bordo integrando una arquitectura GNSS/INS acoplada de manera laxa con un propagador de órbita a bordo a través del filtrado de Kalman de errores. Este método está diseñado para estimar y propagar continuamente el estado orbital de una nave espacial, aprovechando las mediciones de sensores en tiempo real de un receptor de sistema de navegación por satélite global (GNSS) y un sistema de navegación inercial (INS). La principal ventaja del enfoque propuesto radica en su capacidad para mantener la integridad de la determinación de la órbita incluso durante interrupciones de señal GNSS o fallos de sensores. Durante tales eventos, el propagador de órbita a bordo continúa prediciendo sin problemas la trayectoria de la nave espacial utilizando la última información de estado conocida y las estimaciones de error del filtro de Kalman, que se adaptaron aquí para manejar mediciones propagadas sintéticas. La efectividad y robustez del método se demuestran a través de estudios de simulación exhaustivos bajo varios escenarios operativos, incluyendo interrupciones simuladas de señal GNSS y anomalías de sensores.