Desarrollar naves espaciales para misiones de aerocaptura eficientes requiere gestionar entornos aerotérmicos extremos, controles precisos e incertidumbres atmosféricas. Los diseños exitosos deben integrar consideraciones del fuselaje del vehículo con la planificación de trayectorias, cumpliendo con las restricciones de dimensiones del lanzador y asegurando robustez frente a incertidumbres atmosféricas y de inserción. Para avanzar en la optimización robusta de múltiples objetivos en este campo, se presenta un nuevo marco, diseñado para analizar y optimizar rápidamente naves espaciales capaces de aerocaptura con ángulo de ataque fijo y sin propulsión, así como sus trayectorias. El marco emplea un modelo de dinámica de vuelo atmosférico de tres grados de libertad que incorpora características específicas del planeta. Los efectos aerotérmicos se aproximan utilizando relaciones establecidas de Sutton-Graves, Tauber-Sutton y Stefan-Boltzmann. El marco calcula la órbita resultante posterior al paso atmosférico utilizando un algoritmo de determinación de elementos orbitales para estimar los requisitos de combustible para maniobras correctivas orbitales. Se presenta un nuevo algoritmo que consolida múltiples funciones objetivo en una función de costo unificada y se demuestra que logra óptimos superiores con eficiencia computacional en comparación con enfoques tradicionales de optimización de múltiples objetivos. Ejemplos numéricos demuestran la efectividad de la metodología y el costo computacional en la optimización de maniobras de aerocaptura terrestres y marcianas para minimizar el combustible, las cargas térmicas, las transferencias de calor máximas y una trayectoria óptima general, incluyendo consideraciones volumétricas.