分類
彈頭再入
按照是否機動區別：
慣性彈頭再入：依據慣性飛行，不進行機動，主要決定參數是主動段分離點的速度、 位置和彈道傾角；
機動彈頭再入：在大氣層外中段進行機動，從而提高突防能力。此外帶有導引頭， 通過末制導段機動提高命中精度。
彈頭再入角很大，高速飛行，過載、動壓、氣動熱十分嚴重， 高溫、高壓、振動、噪聲、衝擊等飛行環境十分苛刻；反導技術的發展為彈頭再入帶來了新的挑戰。隱身、誘餌、機動是彈頭必須考慮的問題，特別是彈頭機動較為複雜。機動彈頭還要考慮多彈頭分導、自旋穩定和滾轉控制、速度控制、高精度導航、末制導等諸多問題。
太空飛行器再入
太空飛行器再入是指完成預定空間任務後，通過制動進入大氣層，然後在地面上著陸的過程。包括返回式衛星、飛船、空天飛行器等。
1、彈道式再入
再入過程中不產生升力，只有阻力，或者產生升力但不對升力 大小和方向進行控制；
一旦離軌參數確定後，彈道也確定了。 再入彈道比較陡，下降速度快，會產生很大的減速過載，以及 很大的熱流，但飛行時間和航程短，總加熱量較小。由於再入返回各種誤差的存在，彈道落地散布大，常常有數十公里，甚至上百公里的落地誤差。 主要有返回式衛星，以及早期的飛船，如前蘇聯的“東方”號 和美國的“水星”號飛船。
2、彈道-升力式再入（半彈道式）
再入過程中，通過控制傾側角實現對升力方向的控制，從而對彈道具有一定的調節能力，橫程和縱程可進行調節。 因為有升力，所以彈道比彈道式再入平緩，再入熱流也較低，落點 精度得到提高，可以在十公里量級。目前大部分的飛船都採用這種再入方式。
3、升力再入
升阻比大於1，升力的大小和方向是主要控制變數；由於升力較大，彈道更為平緩，可以實現精確的彈道控制。再入過程過載、動壓、熱流都可以控制在一個範圍內，並通過能量 管理實現水平著陸。 但這種飛行器必然要求帶升力面，因此外形複雜，給熱防護帶 來很大困難。典型代表美國的航天飛行，X-37B。
再入方式
太空飛行器再入大氣層返回地面的方式可分為彈道式、半彈道式、升力式、跳躍式和橢圓衰減式等。
彈道式再入
彈道式太空飛行器進入大氣層後，運動產生阻力，不產生升力，或雖有升力但不控制升力的大小和方向（又稱無控再入）。彈道式再入的主要特點是：最大減速度主要由再入角、再入速度和大氣特徵所決定，幾乎與彈道係數無關。彈道式再入一般套用於採用旋成體外形、大頭朝前的返回器，這種返回器的壓力中心位於質心之後，且在返回器的縱軸上。在再入地球稠密大氣層的過程中，彈道式再入的返回器通過控制返回器繞縱軸（滾動軸）慢速旋轉，來減小擾動力對返回器著陸點散布的影響；同時也對偏航軸和俯仰軸進行角速率阻尼，使返回器以接近零迎角、零升力狀態在稠密大氣層內運動。
彈道式再入控制比較簡單，較易實現，也是最早實現的一種返回方式。但在再入過程中空氣動力引起的過載峰值高，落點精度也較差。例如，返回式衛星允許其再入過程峰值約為20g，著陸點散布範圍可達幾十到上百千米。中國的第一代返回式衛星、美國和蘇聯的第一代載人飛船（美國的“水星”、蘇聯的“東方”）都採用彈道式再入方式。
當神舟號飛船出現下列緊急情況之一時，採用彈道式再入返回地面：(1)在拋逃逸塔之後至拋整流罩之前的發射段，運載火箭出現致命性故障，導致當圈返回；(2)在軌道運行段，飛船出現應急情況，導致航天員啟動自主應急返回程式；(3)在軌道運行段，發現飛船的加速度計至少有兩個出現故障，導致不能採用半彈道式再入控制情況；(4)當在軌道運行段終點事件（軌道艙與返回艙分離）之前，飛船出現應急故障，導致必須採用航天員手控半自動返回模式返回。
神舟號飛船彈道式再入段飛行程式是：返回艙與推進艙分離，返回艙調至配平攻角狀態，返回艙繞控制軸（與縱軸成夾角為20度的軸）起旋，起旋角速度為每秒12.5度，下降至20千米高度時返回艙消旋。
半彈道式再入
又稱彈道升力式再入。升阻比不大於0.5的返回器在再入地球稠密大氣層時通過滾動控制調整升力方向的再入方式。半彈道式再入一般套用於採用旋成體外形大頭朝前的返回器，這種返回器的質心沿速度方向在壓力中心之前，但偏離縱軸一個小的距離。在再入地球稠密大氣層過程中，在某一個迎角下，作用在返回器上的氣動力矩為零，該迎角稱為配平迎角。在以配平迎角飛行時，作用在返回器上的氣動力既有阻力又有升力。在再入過程中，通過三軸角速率阻尼控制返回器的姿態，通過轉動返回器改變升力的垂直分量和水平分量，從而能在一定範圍內控制再入軌道，調整著陸點位置。
與彈道式再入相比，半彈道式再入走廊較寬，減速時間較長，因而承受的過載減小，而且還可以通過控制升力方向、航向和側向都可以做適當的軌道機動，以提高落點精度。
美國的“雙子星座號”飛船和“阿波羅”飛船、俄羅斯的“聯盟號”飛船以及中國的“神舟號”飛船的返回艙都採用半彈道式再入方式。“聯盟號”飛船返回艙的配平迎角約為20度，配平迎角下的升阻比不大於0.3，可將著陸點偏差控制在30千米之內。
“神舟號”飛船的返回艙是一頭大、一頭小的鐘形外形，返回艙返回地面時是採取大頭朝前飛的姿態。返回艙在再入大氣層的過程中，作用在返回艙上的空氣對返回艙產生壓力，這些壓力可以合成一個對返回艙任何一點的一個力和一個力矩。但是在返回艙上有這樣一個點，對該點求合力時只有力而沒有力矩，這個點就叫氣動力中心。為了使飛船返回艙能產生一定的升力，設計人員對返回艙的結構和儀器設備的安裝部位作了精心設計，並採用增加一定配重塊的方式，使得返回艙的質心不在返回艙的縱軸上，而是與縱軸偏離一個距離d，同時將質心配置在返回艙氣動力中心之前的一定位置。設返回艙的飛行速度為V，V與返回艙縱軸的夾角稱作迎角。如果在某一迎角下產生的空氣動力R正好在質心與氣動力中心連線的延長線方向，那么作用在返回艙上的氣動力矩M=0，該迎角稱為配平迎角。在此迎角下，理論上不需要有作用在返回艙上的其他力矩，飛船就可以飛行狀態不變。空氣動力R可以分解為沿速度V反方向的阻力D和垂直於V方向的升力L。如能控制返回艙繞速度矢量V旋轉，則可以控制作用在返回艙上的升力的水平分量和垂直分量的大小和方向，這樣就可以控制返回艙的再入軌道，使返回艙的再入過載峰值不大於4g，並控制返回艙下降至20千米左右高度的停控點的地理位置。
升力式再入
又稱滑翔式再入。升阻比≥0.7的返回器在再入地球稠密大氣層時產生升力並可控制升力大小和方向的再入。提高升阻比可以減小制動過載，降低熱流峰值，增大再入角範圍，加寬再入走廊，有利於再入過程。升力式再入套用於不帶翼面的升力體和帶翼面的升力體式返回器，前者是將返回器作成非軸對稱外形，使其產生較大的升力，升阻比可達0.7~1.2；後者是將返回器做成有翼外形，升阻比可達1.3~3.0，從而實現水平著陸，如美國的太空梭和X-37B。
有翼升力體式返回器技術複雜，成本昂貴，但具有以下優點：(1)再入過載小。從環地軌道再入的典型有翼升力體式返回器的再入過載峰值只有2~2.5g，這就為航天員創造了更為良好的環境。(2)機動範圍大。由於有翼升力體式返回器比半彈道式返回器有更大的升阻比和有更長的在稠密大氣層內運動的時間，因此它具有更大的機動範圍。典型的有翼升力體式返回器的機動範圍可達1000多千米至數千千米。(3)著陸精度高。有翼升力體式返回器可以相當精確地控制再入段軌道和著陸段軌道，實現在跑道上水平著陸，從而為返回器的重複使用創造了條件。
跳躍式再入
從月球或其他行星返回的太空飛行器接近地球時的軌道是拋物線（第二宇宙速度返回）或雙曲線（大於第二宇宙速度返回）。太空飛行器若沿著下圖中路徑A返回，則穿透大氣層過快，過載、熱流和動壓峰值將超過太空飛行器和航天員的承受極限；若沿著路徑B返回，則空氣阻力太小，速度不足以降低到被地球捕獲，太空飛行器將飛離地球。因此太空飛行器必須進入一條狹窄的進入走廊，才能保證成功返回地球。
太空飛行器通過進入走廊以較小的再入角進入大氣層後減速，依靠升力再次衝出大氣層，此時太空飛行器的速度已經降低到第一宇宙速度以下，做一段彈道式飛行後再次進入大氣層；也可以多次出入大氣層，每進入一次大氣層就利用大氣進行一次減速。這種返回軌道的高度有較大起伏變化，故稱作跳躍式軌道。對於進入大氣層後雖不再跳出大氣層，但靠升力使再入軌道高度有較大起伏變化的軌道，也稱作跳躍式軌道。
蘇聯的“探測器6號”是首個成功採用跳躍式再入的太空飛行器。1968年11月17日，“探測器6號”在實現繞月飛行後使用半彈道再入，進入大氣時再入角為-5.6度，到達地球附近的速度約為11 km/s。由於氣動升力，“探測器6號”下降50~60 km後，飛行器跳躍上升穿出大氣。經過大氣阻力減速，速度降到了7.6 km/s，實現被地球的捕獲，在空間飛行一段時間後，再次以半彈道再入。“探測器6號”的過載峰值約7g，比“探測器5號”（16g）降低了一半以上。1969年發射的“探測器7號”和1970年發射的“探測器8號”也成功進行了跳躍式再入試驗。
美國的“阿波羅”飛船的跳躍式再入方案與“探測器6號”基本相同，不同的是“阿波羅”有更大的升阻比，可以選擇更大的再入角，升力控制能力也有所提升。“阿波羅”的再入角為-6.48度，速度與“探測器6號”相同。再入後80秒時過載達到最大值（約6g），飛行高度下降到約55 km時出現了“跳躍”現象，並在再入後256秒左右“跳躍”到最高點約67 km，此後一直下降直到開傘完成降落。
橢圓衰減式再入
又稱作“制動橢圓”式軌道。以接近第二宇宙速度返回到地球附近的太空飛行器，假定沒有地球大氣層，則沿一條克卜勒軌道運動。該克卜勒軌道的近地點稱作虛近地點。如果虛近地點離地面太高，則太空飛行器只受到稀薄大氣層的微弱阻力，那就不足以使太空飛行器向地球降落。由於減速不多，太空飛行器又會突出大氣層，形成沿很大橢圓繞地球運行的軌道。過了一圈後，又進入大氣層，並再減速一點，重新進入尺寸稍小、位置略變的橢圓軌道。由於穿出和飛入大氣層的方向之間有偏差，因此，長軸轉過了某一角度。原則上可以用很多這種“制動橢圓”來降低很大的初始再入速度。
“制動橢圓”式再入的缺點是無法預先選定著陸點，需要很長的制動時間。對載人飛船，周期性的穿過地球輻射帶會損害航天員的健康。因此，載人飛船從月球或行星返回時，一般不用這種方法，只有在遇到應急情況時，才將此方法作為應急救生方法而使用。
大氣再入試驗飛船
大氣再入試驗飛船（ARD）質量為2800kg，形狀類似阿波羅飛船。該飛船通過亞軌道飛行，獲得有關數據，驗證再入技術。它是歐空局航天運輸系統計畫的一部分。為該飛船設計的下降和回收系統的功能是在大氣再入階段結束後使飛船穩定和減速，保證合適的濺水條件，使飛船能漂浮於海上，並幫助定位和回收。
歐洲兩架大氣層再入試驗飛行器，分別在2011年和2013年發射。
這兩架飛行器分別是重450千克的“專家”（Expert）亞軌道太空艙，和重1815千克的“中型試驗飛行器”（IXV）。兩架飛行器的主承包商為義大利泰勒斯 阿萊尼亞航天公司。由於財政問題，以及有人質疑它們是否符合歐洲目前的長期戰略，兩架飛行器都遭到推遲。
太空艙造型的“專家”號目前處於集成的最後階段，將於2011年1月加裝熱防護，2011年4月運往俄羅斯，並於2011年夏天搭乘俄羅斯“波浪”（Volna）潛射系統發射。在17分鐘的飛行過程中，“專家”號將採用彈道軌跡，達到100千米左右高空，並以5千米/秒的速度再入。
歐空局一度認為“專家”項目具有很高的優先權，能快速將“自動轉移飛行器”（ATV）太空站貨運飛船發展成為有返航能力的飛行器。不過，這些計畫都還沒有被確認。“專家”號的預算為5000萬歐元（6800萬美元）。
歐空局的“中型試驗飛行器”是升力體再入飛行器，在該局未來發射器研究計畫內開展研究，該飛行器的研製也極大地落後於時間表，目前計畫2013年由義大利新型小衛星運載火箭“織女星”（Vega）發射。
“中型試驗飛行器”長5米，雙翼結構，可在21分鐘內加速至7.5千米/秒，飛行高度達到430千米。飛行器從法屬蓋亞那發射場發射後，將在太平洋軟著陸並回收。項目的預算約為1億歐元，2006年就已付清。系統的關鍵設計評審預計在2011年初完成，之後將進行整機建造工作。
