En este artículo, utilizamos la evolución diferencial (DE), con los mejores resultados evolucionados refinados mediante una optimización de Nelder-Mead, para resolver problemas complejos de valor en la frontera en mecánica orbital relevantes para órbitas bajas de la Tierra (LEO). Se examina una clase de problemas tipo Lambert para evaluar el rendimiento de este método evolutivo en su aplicación para resolver problemas de valor en la frontera no lineales (BVP) que surgen en la planificación de misiones. En este método, evolucionamos vectores de velocidad inicial impulsiva que dan lugar a trayectorias de interceptación que llevan una nave espacial desde una posición inicial dada en el espacio hasta una posición objetivo especificada. El error posicional de la posición final se minimiza sujeto a restricciones de tiempo de vuelo y/o energía (combustible). El método se valida primero demostrando su capacidad para recuperar soluciones analíticas conocidas obtenibles con la suposición de movimiento kepleriano; luego, el método se aplica a problemas no keplerianos más complejos que incorporan perturbaciones de trayectoria que surgen en la órbita baja de la Tierra (LEO) debido a la oblaticidad de la Tierra y la resistencia atmosférica rarefactada. Las trayectorias viables obtenidas para estos problemas desafiantes demuestran la capacidad de este enfoque computacional para manejar problemas tipo Lambert con perturbaciones arbitrarias, como las que ocurren en el diseño de trayectorias de misión realistas.