空间飞行器设计考点.doc

康斯坦丁.齐奥尔科夫斯基被誉为世界航天之父,现代航天学和火箭理论的奠基人其代表作有: 在地球之外（2017年）；在月球上. 钱学森先生被誉为中国运载火箭的奠基人、中国的航天之父。以1957年10月4日前苏联利用多级液体运载火箭成功发射的世界上第一颗人造地球卫星为标志，人类进入了太空时代。该运载火箭属于东方号系列。火箭设计师，科罗廖夫；卫星设计师，吉洪拉沃夫“上升号”、“闪电号”、“联盟号”、“进步号”四种火箭又构成“联盟号”子系列火箭。 继苏联之后，美国于1958年1月31日成功地发射了其第一颗人造地球卫星 “探险者1号”。 “探险者”1号的主要成果是首次发现地球辐射带,后来被人们称为范爱伦辐射带。这个辐射带内的高能带电粒子对载人空间飞行和卫星材料、仪器都有一定的危害性。 世界范围内主要有10大航天发射场。其中，中国有两个。共三个，在建第四个。航天技术使人类得以利用宇宙空间的独特条件（微重力、超纯净、无对流） ，进行全新的科学技术实验。空间微重力环境下的生物工程实验、药品制造、半导体材料制造。1981，国际宇航联合会第32届年会定义人类的第一第四环境：陆地海洋大气层空间外层空间戈达德(Robert H. Goddard，1882-1945)1925年11月成功进行了液氧火箭发动机试验。德国奥伯特(Hermann Oberth, 1894-1989)和冯.布劳恩(Wernher von Braun,1912-1977)合作研究A4(V-2前身),也取得了显著成就。l 1961年4月12日，前苏联宇航员加加林乘坐“东方1”号飞船进入太空，绕地球飞行108分钟，开始了世界载人航天的新时代;l 1969年7月20日，美国人阿姆斯特朗、奥尔德林、乘坐“阿波萝11”号飞船登月成功;l 1981年4月，美国“哥伦比亚”号航天飞机试飞成功。l 1970年4月24日，第一颗人造地球卫星“东方红一号”发射成功;使用的运载火箭是LM-1l 1999年11月20日6点30分，中国载人航天第一艘无人试验飞船“神舟号”发射成功;LM-2Fl 2003年10月15日 16日，中国第一艘载人飞船“神舟5号”发射成功,杨利伟成为中国航天第一人。l 2005年, “神舟6号”宇宙飞船发射成功,费俊龙、聂海胜完成了第一次载人科学试验飞行。当前,航天科技正朝着“更快、更好、更省”方向发展。空间探测趋于以“更小、更快、更省”方式进行。n 月球探测 绕月飞行着月探测登月考察 建立月球基地开发月球资源我们研究的宇宙，指观测到的宇宙，是目前能观测到的现象的总和，即总星系。宇宙是有限的，时间上有起源、空间上有边界。星系，即尺度巨大而结构复杂的天体，由几十亿至几千亿颗恒星及星际气体、尘埃组成，是尺度从几千光年到几十万光年的引力束缚系统。太阳系所在的银河系，约含1000亿颗以上各类恒星。银河系外形像铁饼，直径90000光年，厚度6000光年，总质量约为太阳的1.41011倍。太阳距银河系中心约2.52.8万光年，绕行速度约250km/s。太阳从中心向外可分为核反应区、辐射区和对流区、太阳大气。太阳的大气层，像地球的大气层一样，可按不同的高度和不同的性质分成各个圈层，即光球、色球和日冕三层。太阳光球就是我们平常所看到的太阳圆面，通常所说的太阳半径也是指光球的半径。光球的表面是气态的。 “太阳黑子”是光球表面一种著名的活动现象。 紧贴太阳光球以上的一层大气称为色球层，平时不易被观测到，过去这一区域只是在日全食时才能被看到。色球层厚约8000km,它的化学组成与光球基本上相同，但色球层内的物质密度和压力要比光球低得多。 “耀斑”和“日珥” 是发生在色球层的太阳活动现象。日冕里的物质更加稀薄，它还会有向外膨胀运动，并使得热电离气体粒子连续地从太阳向外流出而形成太阳风。水星上的温差是整个太阳系中最大的，温度变化的范围为90K到700K。 木星没有固体外壳，它是一颗由液态氢组成的液态星球。 木星直径约为14.3万km，是地球直径的11.25倍，体积为地球的1316倍，而质量为所有其他行星的2.5倍。木星的平均密度相当低，仅1.33g/cm3。木星是除天王星和土星外拥有卫星最多的大行星，至今已发现16颗，其中最亮的4颗是伽利略第一次用望远镜分辨出来的，称伽利略卫星。大多数行星自转轴几乎与黄道面垂直，但天王星的轴线却几乎平行于黄道面(黄赤交角:9755) 。2006年1月发射的“新地平线”号,预计2015年到达冥王星进行观测。它将先飞掠木星，进行观测。借助木星引力获得足够的加速度。国际天文学联合会2006年8月24日通过决议，行星（planet）天体应符合三个主要条件： （1）天体须位于围绕太阳的轨道上 （2）天体须有足够大质量来克服固体应力以达到流体静力平衡（hydrostatic equilibrium）的形状（近于球形） （3）天体须已经清空了其轨道附近的区域哈雷彗星知名度最高，是第一颗被算出轨道并按预言准时回归，回归周期为76年左右。从春秋战国到清末的2000多年间,每次回归我国史书中都有记载。春秋鲁文公14年(公元前613年) “秋七月，有星孛入于北斗”的记载，是世界上关于哈雷彗星的最早记录。 最近一次回归于1985年底。航天器在空间飞行时所处的环境（包括自然的和人为的）称为空间环境。 太阳系内的空间环境可分为：地球空间环境, 行星际空间环境, 其他行星空间环境宇宙空间的能量密度在任何方向为10-5W/m2,相当于温度为3K的黑体（black body）发出的能量。所谓黑体是指入射的电磁波全部被吸收，既没有反射，也没有透射( 当然黑体仍然要向外辐射)。 太空只吸收、而不反射能量。这种环境称为空间冷黑环境，又称热沉(热汇)(heat sink)。航天器材料选择要考虑任务周期与太阳活动周期的关系。地磁场控制着近地空间带电粒子的运动，并通过大气增温对航天器轨道产生影响。同时，磁力矩影响航天器姿态。自太阳风，即太阳喷发出来的等离子体。空间粒子辐射分：天然粒子辐射环境和高空核爆炸后形成的核辐射环境。无论是高能带电粒子辐射还是核辐射都能对航天器上的电子元件及功能材料发生相互作用；在载人航天中，对航天员产生不良影响。地球辐射带（Van Allen Belt）：主要成份为质子和电子。太阳宇宙线：是太阳耀斑时喷射出的高能带电粒子。主要是质子、 粒子和少量电子，又称太阳质子。银河宇宙线：来自银河系，单粒子能量很高、强度很低。绝大多数为质子，其次为粒子。美国通过地面空间监视网（SSN）进行观测。大碎片：直径大于10cm风险碎片：直径大于1cm 、小于10cm小碎片：直径小于1cm 轨道越高，空间碎片最小尺寸越大。 1000km高度处，空间物体最多。大碎片数量很少，但质量总数占99.93%。运载火箭是二战后在洲际导弹的基础上开始发展的。第一枚成功发射卫星的运载火箭是前苏联的”卫星”号, 由P-7（SS-6）洲际导弹改装而成。运载火箭新技术的研究方向 总体结构：减少级数和发动机数量。通用化、模块化、系列化。 芯级动力：大推力氢氧火箭发动机。 控制系统：激光陀螺制导系统；基于总线技术的数字式电子系统。 先进材料：铝锂合金、复合材料；应用于可重复使用的运载器。运载火箭的指标主要包括运载能力、入轨精度、以及火箭对不同重量的有效载荷的适应能力及可靠性、经济性。“质子号”系列运载火箭是前苏联第一种非导弹衍生的、专为航天任务设计的大型运载器。在“能源号”重型火箭投入使用前，该型号是前苏联运载能力最大的运载火箭。“能源号”运载火箭是一种重型通用运载火箭，也是目前世界上起飞质量与推力最大的火箭。1988年11月15日，能源号火箭将不载人的暴风雪号航天飞机送入太空轨道。“德尔它系列”是在“雷神”中程导弹基础上发展的航天运载器，是目前世界上改型最快、成员最多的系列。“Delta II”型火箭，2004年6月10日用于发射载有“勇气”号火星车的“火星探索漫游者1”号。自1989年投入使用以来，仅1997年发射失败1次，发射成功率在95以上，是美国现役的安全可靠性最高的中型运载火箭之一。Delta 型火箭有5个型号，即中型、重型和在中型基础上提出的3个中大型号。3个中大型火箭代号分别是M+(4,2)、M+(5,2)和M+(5,4)，括号中第一个数字表示整流罩直径（4或5m），第二个数字表示捆绑石墨环氧树脂壳体固体发动机数量（2台或4台）。“Ariane”系列是欧空局所属11国联合研制的大型液体运载火箭系列，共发展了5个型号。主要用于向地球同步轨道发射各类应用卫星。1986年初挑战者号失事后，美国停止用航天飞机发射一般商业卫星。趁此时机，我国仅用了18个月就研制成功长征二号E(又称长二捆，LM-E)运载火箭。在长征二号E的基础上改进了可靠性并增设了故障检测系统和逃逸救生系统，发展出了长征二号F(LM2-F)运载火箭，专门用来发射神舟号载人飞船。长征四号乙运载火箭是长征火箭家族中用于发射各种太阳同步轨道和极轨道应用卫星的主要运载工具。运载火箭工作段又称航天器轨道飞行主动段。运载火箭上作用的阻力主要有摩擦阻力和压差阻力，高速飞行时还有激波阻力。多级火箭的理想速度计算。不制导情况下运载火箭的静稳定性，即当火箭受扰时，靠火箭本身的空气动力矩使之恢复；它取决于火箭重心与压心之间的位置（重心在前，压心在后）。从弹道火箭起飞到到关闭火箭发动机（或弹头与弹体分离）为止的一段飞行弹道为主动段弹道。虽然主动段弹道只占火箭全部飞行弹道的很小一部分，水平距离只有射程的5左右，但它决定火箭的射程和命中精度，对火箭的全弹道飞行起决定性作用。按主动段内各程序段的特征，可分为垂直起飞段、程序转弯段和瞄准段。除中制导和末制导的火箭外，后效段引起的射击误差一般不可控制，属非制导误差，通常采用两次关机和末速修正的办法加以严格控制。运载火箭的飞行弹道可分为三个基本类型：直接入轨、滑行入轨（在一个主动段后，加上一个自由飞行段，最后再加上一个主动段。）和过渡入轨（弹道分为5段：加速段、停泊段、再加速段、过渡段和加速入轨道。）。火箭发动机分类：（按推进剂）液体推进剂火箭发动机、固体推进剂火箭发动机、 混合推进剂火箭发动机。特点：工作不依靠空气，是大气层外飞行和宇宙航行的主要动力装置。按液体火箭发动机推进剂的输送系统分为挤压式（适用于小推力或工作时间较短的发动机。系统结构简单，易实现多次起动。）和泵压式（泵压式系统还可分为开环和闭环系统。）。燃烧剂是推进剂中的可燃物质： 液氢，偏二甲肼，一甲基肼，煤油等。氧化剂是推进剂中的助燃物质： 液氧，四氧化二氮，氟，氯，硝酸等。 单组元推进剂： 过氧化氢（H2O2）,无水肼，肼，硝基肼。对液体推进剂的要求：7条常用的液体氧化剂1. 液氧(O2） 淡兰色透明液体，溶点54.4Ko， 沸点90.1Ko，密度为1144kg/m3。化学性能稳定。与乙炔、甲烷、氢气等以适当的比例混合极易爆炸。2. 四氧化二氮(N2O4) 高密度棕色液体，溶点261.9Ko， 沸点294.3Ko，密度为1451kg/m3。化学性能稳定。3. 硝酸(HNO3)纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈现棕红色。火箭发动机用硝酸含水量不得超过4%。 在硝酸中加入磷酸、氢氟酸可减少其对于材料的腐蚀性，加入适量四氧化二氮（称发烟硝酸，深红色）可提高氧化能力、热值和密度，降低冰点和腐蚀性，及改善点火性能。如AK-20，AK-27，AK-40等，表明其N2O4含量。优点：来源丰富、价廉、易贮存。沸点、密度高，与肼类燃料形成自燃推进剂。缺点：有毒；对金属有腐蚀性；需防护。常用液态燃料1.液氢（H2） 无色透明液体，热值高，比热大。与液氧的推进剂无毒，对结构材料不腐蚀，燃烧产物为水蒸汽，无污染。 易蒸发、易爆炸。采用氮气置换法进行置换。溶点19.5K， 沸点20.4K，密度为71kg/m3。化学性能稳定，可用不锈钢、镍铬合金、高镍钢、低碳钢等作容器。2. 火箭煤油 主要成分是烷烃、环烷烃、芳香烃。水白色至淡黄色不等。沸点高，容易存储，稳定性好。本身是优良的溶剂，对冲击、振动等不敏感。 热值比酒精高，比肼类燃料低；燃烧不太稳定，不能与常规氧化剂组合成自燃推进剂，但加入一定量偏二甲肼（称油肼，有毒，与硝酸等可组成自燃推进剂）可改善点火性能和燃烧稳定性。3. 肼类燃料 最常用的是偏二甲肼(CH3)2N-NH2，UDMH，还有无水肼N2H4，混肼-50（偏二甲肼和无水肼各50%），一甲基肼CH3NH-NH2等。 偏二甲肼，无色液体，有吸湿性、带鱼腥味。稳定性好，与一般金属相容，对橡胶、塑料等有泡涨作用。在隔离空气的条件下能长期储存；储存温度低于48.80C。有毒，需防护。偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二氮或硝酸组成自燃推进剂，比冲大，在导弹中广泛使用。 在343oC迅速发生分解反应，在345350oC会发生爆炸；用空气增压至5.2MPa时会爆炸，但用95%的氮气增压到12.8MPa时仍不爆炸，故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。液体火箭发动机的主要部件就是推力室，也就是一个燃烧装置 。在此，推进剂经节流喷注、雾化、混合、燃烧而形成气态反应产物，以高速从喷管中喷出而产生推力。 推力室主要部件有：喷注器、燃烧室、喷管目前大部分推力室采用再生冷却推力室结构。高温燃气需在其中膨胀、加速，产生高速射流，故火箭发动机均采用超音速喷管，呈收敛扩散形。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。系使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。 固体火箭发动机的优缺点优点:1)结构简单，无复杂的输送系统、冷却要求；2）装固体火箭发动机的火箭操作简单，发射准备和启动灵便；3）固体推进剂性能稳定，在发射阵地上能长期储存；4）发动机零组件少，与液体火箭发动机相比，可靠性高。缺点：1) 固体推进剂能量（真空比冲25003000m/s)比液体推进剂（真空比冲高于4000m/s)低；2) 装药工作起始温度（环境温度）对燃烧室压力和工作时间影响大；3) 加速度大, 推力大小、方向难调节；4) 一般只能一次启动,重复启动困难, 不利于载人飞行。 固体推进剂的种类(1) 胶体推进剂 又称双基推进剂，是一种有机物的固态溶液（混合物)。常用的是硝化纤维在某些炸药（硝化甘油和硝化二醇等）的胶状溶液。此外，还加入一些添加剂（改善稳定、催燃、热塑性）。(2) 复合推进剂 特点：氧化剂微粒均布在固体燃烧剂中（属机械混合物）。氧化剂：硝酸盐、氯酸盐。燃烧剂：有一定的机械性能和粘附性，常用的有：橡胶、树脂、和有机聚合物，也有金属燃烧剂（铝、铍、锂等）使用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机，称固液混合火箭发动机。 与液体火箭发动机一样，可采用挤压式和泵式输送系统。混合火箭发动机与固体火箭发动机的区别： 固体火箭发动机推进剂中同时包含氧化剂和燃烧剂，燃烧在固态就开始进行。混合火箭发动机的固体组元中只含燃烧剂（或氧化剂），无固相反应，只气化而不燃烧。混合火箭发动机主要性能优于固体或液体火箭发动机(1) 混合推进剂性能好。比冲与液体推进剂相近（比固体高得多），密度比液体推进剂高；(2) 结构上多了一个喷注构件，但液体组元可以作为冷却剂，总体结构比液体火箭发动机简单；(3) 可以较方便地实现多次起动、关车和调节推力。 一般不自燃，采用化学方式点火，方便、可靠。辅助推进器一般为小推力推进装置，用于对航天器实施有效的轨道控制，或轨道调整、姿态控制。 主要类型有：冷气射流，热气射流，单组元肼分解发动机，双组元可储存推进剂小型姿控发动机冷气射流（亦称惰性气体射流）推进系统由可控挤压气源和喷管组成。常用的气体有：氮气、氩气、氟利昂、甲烷等。单组元肼分解发动机，是目前在航天器姿态和轨道控制方面应用最广泛的推进系统；肼是目前单组元发动机的标准推进剂。 有良好的处理性能，在常规贮存条件下相当稳定，分解产物清洁。催化剂消耗和催化剂中毒。 催化剂消耗指：由于催化剂是表面浸透铱 的氧化铝载体，催化球体运动与摩擦过程中，有小的颗粒损失； 催化剂中毒：肼所含的微量杂质（如，苯胺、甲基肼、偏二甲肼、硫、锌、钠、铁等）使催化剂活性下降。 这种现象导致点火延迟、压力过载和压力脉冲，使发动机比冲降低。其工作方式、工作环境独特，导致发动机系统配置和冷却方式具有新特点： 1）大多采用挤压式输送系统，有利于多次起动和脉冲工作方式。 2）常将轨控发动机和姿控发动机统一在一个供应系统中。 3）推进剂流量小，推力室冷却方式有： 烧蚀冷却 辐射冷却 具有辐射冷却喷管裙段的烧蚀冷却 烧蚀冷却并有薄膜冷却 运载火箭在飞行中，其飞行状态可以分解为两种运动：一是火箭质心的运动，二是火箭绕质心的转动。飞行控制系统的任务就是控制火箭这两种运动状态符合设计所规定的要求。 组成有效载荷整流罩、推进剂贮箱、输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和尾段等，有些大型火箭还有尾翼。早期火箭如V-2，采用非承力式贮箱。 从20世纪50年代始，液体火箭广泛采用承力（载）式贮箱。这是因为火箭壳体上的主要载荷轴压，可由贮箱内的增压压力全部或绝大部分地抵消。承力式贮箱兼有贮箱壁和火箭外壳功能，结构质量减轻、火箭空间利用率提高。 现代火箭设计中可综合使用，如火箭的一子级采用多管发动机，可将一种推进剂贮箱设计为承力式，传递推力并作为另一种推进剂贮箱吊挂的支柱。串连火箭的热分离：上面火箭点火以后，下面火箭再分离。级间连接解锁后，靠上面级发动机的喷流吹开下面级火箭。特点：级间受高温、高速气流影响，要排焰。 采用杆式构架可以使燃气流顺利从杆间排出，并能参与火箭总体受力； 采用在级间结构底部开排焰孔方式，使喷流从中排出。冷分离：下面级火箭先分离，上面级火箭的主发动机再点火。特点：级间结构工作条件好，但分离速度低、失控时间长、“分离碰撞”问题较热分离情况严重；必须使上面火箭在点火前设法使液体推进剂沉底进入发动机。现代火箭所用材料大都与飞机相同。主要有：铝合金、合金钢、钛合金、新型复合材料和非金属材料。 早期液体火箭贮箱采用铝-镁合金，其焊接性能好，但强度较低。现广泛采用Al-Cu-Mg和Al-Zn-Mg高强度铝合金；而贮箱增压用的高压气瓶多用钛合金。美国X-33应用了含Li2%-3%的Al-Li合金, 比强度高、比刚度高、韧性好，很适合承受轴向压缩载荷的薄壁结构。 复合材料是火箭和其他飞行器材料的发展方向。在火箭结构上，复合材料应用比重日益增长，在有效载荷支撑段、仪器舱、级间段和整流罩等处不同程度使用。 美国“三叉戟”导弹应用了65%的新型复合材料。 仪器舱壳体石墨环氧； 发动机喷管碳-碳、碳-酚醛； 整流罩玻纤-酚醛； 芯级发动机壳体凯芙拉（Kevla）。分离系统按其功能主要由三部分组成：n 连接解锁装置n 分离冲量装置n 火工品引爆装置。连接解锁装置主要有:无碎片爆炸螺栓 用于多点连接的连接解锁装置。 螺杆体内腔的炸药引爆后，或者剪断销钉，或者使螺杆消弱槽断裂，实现两分离体解锁。特点：结构简单、装配和使用方便。但对于大直径运载火箭，需要的数量较多。如采用电传爆引爆方式，分离可靠性较低、同步性较差、解锁时冲击载荷较大。炸药索分: 聚能炸药索、封闭炸药索分离冲量装置主要有：压缩螺旋弹簧组件利用压缩弹簧释放的能量使两分离体分开。特点：设计制造简单，弹簧力预测较准确，可靠性高，无污染，分离冲击载荷小，成本低。缺点：不适宜于要求分离冲量大的级间分离。气动作动筒利用高压气体推动作动筒产生推力，将两体分开。特点：冲击载荷小，分离和缓。分离时间长，分离装置复杂，使用不方便。火药作动筒利用火药爆炸产生的高压燃烧气推动作动筒。 特点：结构简单、紧凑、质量小、使用方便。但分离冲击载荷大。分离火箭正推：装在上面级，使上面级加速，并使上面级 储箱内的液体推进剂沉低。反推：安装在被抛掉的分离体上，使分离体减速。用于级间分离，导弹头体分离。不宜于星箭分离。侧推：通常用于助推器与火箭芯级分离。也可用于头体分离。冷气喷流装置利用携带的干净冷气（氦、氮），通过专用喷管喷出产生推力。 特点：分离力小、冲击载荷小、无污染，适宜于要求无污染的星箭分离。引爆装置收到分离指令后，采用电爆管引爆连接解锁装置或分离冲量装置。方式： 电发火引爆：给每一个电爆管供电，使其引爆。 非电激发传爆：先使一个电爆装置引爆，通过传爆支管将爆轰波同时传给各路封闭导爆索，引爆起爆器，使连接解锁装置解锁或使分离火箭点火。串连式火箭的级间分离 级间热分离、级间冷分离并连式火箭级间分离采用辅助分离冲量装置分离利用惯性力作用分离整流罩分离整体轴向分离 下端活动铰链约束侧向转动分离 无污染炸药索侧向平推分离星箭(头体）分离系统 弹射分离：气动弹射装置 火药弹射装置 弹簧式弹射装置减速分离：反推制动火箭 反向喷管 利用增压气体 组合分离卫星的构型卫星控制稳定方式及控制精度航天器分进入式（返回型）和非进入式（非返回型）两大类。 航天器从大气层外的飞行轨道进入地球的稠密大气层，称“进入”或“再入”。 航天器脱离空间轨道进入大气层并在地面安全着陆的过程，称航天器的返回。返回过程是一减速过程，从轨道上的高速减速到接地时的安全着陆速度。 理论上，实现返回有两种方法：利用制动火箭 和 利用空气阻力。 单纯利用火箭动力，会增加运载火箭的有效载荷，增加起飞质量；不经济，不现实。 利用稠密大气（几十km）对航天器的空气阻力，使航天器减速；经济，可行。需一能量不大的制动火箭。返回的四个阶段：(1) 离轨段（制动飞行段） 制动火箭作用，脱离原运行轨道，转入一条能进入大气层的过渡轨道。(2) 大气层外自由下降段 制动火箭熄火，航天器在重力作用下沿过渡轨道自由下降。在100km左右进入稠密大气层(AB段)。(3) 再入大气层（大气层内飞行段） （B点以下）(4) 着陆段（回收段） 当航天器下降到15km以下的高度，进一步减速，保证其安全着陆。返回型航天器的分类一次再入式轨道是航天器再入大气层后，在飞行过程中轨道呈单调下降，不再跃出大气层。从近地轨道返回地面均采用这种轨道。跳跃式轨道又称起伏式或回弹式再入轨道。 航天器在进入大气层一段时间后，调整升力使航天器上行飞出大气层；然后再二次进入。可多次进出大气层，以增加航程、增加调整落点的范围，同时减少再入制动过载。美国Apollo飞船和前苏联“探测器-6”采用。航天器在大气层内运动，除受重力外还受空气动力作用。空气动力可分解为阻力D和升力L。按高超音速时的升阻比大小，再入航天器可分为弹道式和升力式（滑翔式）两大类。纯弹道式再入航天器缺点：再入过程的运动无法控制。制动火箭工作结束后，落点便已决定。落点偏差大（可达上百公里）； 加热时间短，迎风面热流大，常采用烧蚀式防热结构； 再入过载大(810g)，只能垂直着陆。可采取伞状阻尼板。在纯弹道式基础上，增加有限的、可控的升力，以控制再入轨道的航天器叫半弹道式（升力弹道式）再入航天器。采用“配平攻角”。将航天器绕其纵轴旋转一角度，升力得以分解为一个向上的力和一侧向力。后者用以控制航天器的落点。 目前，这种再入可控制落点偏差范围在2 km以内。联盟3，T，TM采用。升力式再入航天器(L/D0.5)可分为升力体（0.5L/D1.3)两种有翼航天器：具有升力面，升阻比大于1.3，可滑翔数千公里、水平着陆。可以多次重复使用，最大制动过载1g。外形兼顾从高超音速到亚音速各个阶段，几何外形和结构复杂。气动加热热流低，但时间长、总加热量大。防热结构沉重。升力体：又称升力艇。没有机翼。利用机身的气动力外形产生一定的升力。 升阻比在0.51.3之间。气动载荷较低，制动过载不大(2g)，结构重量中等，要在大气内机动飞行数百公里，可水平着陆，可多次重复使用。航天器再入速度与当地水平面间的夹角称再入角。再入角越大，航天器飞过的总距离越短，返回地面时间也越少。航天器必须有足够大的制动力，再入角太大，航天器在稠密大