彈道式航天器進(jìn)入大氣層后，運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生阻力，不產(chǎn)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(diǎn)是：最大減速度主要由再入角、再入速度和大氣特征所決定，幾乎與彈道系數(shù)無關(guān)。彈道式再入一般應(yīng)用于采用旋成體外形、大頭朝前的返回器，這種返回器的壓力中心位于質(zhì)心之后，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(dòng)軸）慢速旋轉(zhuǎn)，來減小擾動(dòng)力對(duì)返回器著陸點(diǎn)散布的影響；同時(shí)也對(duì)偏航軸和俯仰軸進(jìn)行角速率阻尼，使返回器以接近零迎角、零升力狀態(tài)在稠密大氣層內(nèi)運(yùn)動(dòng)。
彈道式再入控制比較簡單，較易實(shí)現(xiàn)，也是最早實(shí)現(xiàn)的一種返回方式。但在再入過程中空氣動(dòng)力引起的過載峰值高，落點(diǎn)精度也較差。例如，返回式衛(wèi)星允許其再入 過程峰值約為20g，著陸點(diǎn)散布范圍可達(dá)幾十到上百千米。中國的第一代返回式衛(wèi)星、美國和蘇聯(lián)的第一代載人飛船（美國的“水星”、蘇聯(lián)的“東方”）都采用 彈道式再入方式。

當(dāng)神舟號(hào)飛船出現(xiàn)下列緊急情況之一時(shí)，采用彈道式再入返回地面：(1)在拋逃逸塔之后至拋整流罩之前的發(fā)射段，運(yùn)載火箭出現(xiàn)致命性故障，導(dǎo)致當(dāng)圈返回；(2)在軌道運(yùn)行段，飛船出現(xiàn)應(yīng)急情況，導(dǎo)致航天員啟動(dòng)自主應(yīng)急返回程序；(3)在軌道運(yùn)行段，發(fā)現(xiàn)飛船的加速度計(jì)至少有兩個(gè)出現(xiàn)故障，導(dǎo)致不能采用半彈道式再入控制情況；(4)當(dāng)在軌道運(yùn)行段終點(diǎn)事件（軌道艙與返回艙分離）之前，飛船出現(xiàn)應(yīng)急故障，導(dǎo)致必須采用航天員手控半自動(dòng)返回模式返回。
神舟號(hào)飛船彈道式再入段飛行程序是：返回艙與推進(jìn)艙分離，返回艙調(diào)至配平攻角狀態(tài)，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(shí)返回艙消旋。

又稱彈道升力式再入。升阻比不大于0.5的返回器在再入地球稠密大氣層時(shí)通過滾動(dòng)控制調(diào)整升力方向的再入方式。半彈道式再入一般應(yīng)用于采用旋成體外形大頭朝前的返回器，這種返回器的質(zhì)心沿速度方向在壓力中心之前，但偏離縱軸一個(gè)小的距離。在再入地球稠密大氣層過程中，在某一個(gè)迎角下，作用在返回器上的氣動(dòng)力矩為零，該迎角稱為配平迎角。在以配平迎角飛行時(shí)，作用在返回器上的氣動(dòng)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(tài)，通過轉(zhuǎn)動(dòng)返回器改變升力的垂直分量和水平分量，從而能在一定范圍內(nèi)控制再入軌道，調(diào)整著陸點(diǎn)位置。

與彈道式再入相比，半彈道式再入走廊較寬，減速時(shí)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(cè)向都可以做適當(dāng)?shù)能壍罊C(jī)動(dòng)，以提高落點(diǎn)精度。
美國的“雙子星座號(hào)”飛船和“阿波羅”飛船、俄羅斯的“聯(lián)盟號(hào)”飛船以及中國的“神舟號(hào)”飛船的返回艙都采用半彈道式再入方式。“聯(lián)盟號(hào)”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于0.3，可將著陸點(diǎn)偏差控制在30千米之內(nèi)。

“神舟號(hào)”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(shí)是采取大頭朝前飛的姿態(tài)。返回艙在再入大氣層的過程中，作用在返回艙上的空氣對(duì)返回艙產(chǎn)生壓力，這些壓力可以合成一個(gè)對(duì)返回艙任何一點(diǎn)的一個(gè)力和一個(gè)力矩。但是在返回艙上有這樣一個(gè)點(diǎn)，對(duì)該點(diǎn)求合力時(shí)只有力而沒有力矩，這個(gè)點(diǎn)就叫氣動(dòng)力中心。為了使飛船返回艙能產(chǎn)生一定的升力，設(shè)計(jì)人員對(duì)返回艙的結(jié)構(gòu)和儀器設(shè)備的安裝部位作了精心設(shè)計(jì)，并采用增加一定配重塊的方式，使得返回艙的質(zhì)心不在返回艙的縱軸上，而是與縱軸偏離一個(gè)距離d，同時(shí)將質(zhì)心配置在返回艙氣動(dòng)力中心之前的一定位置。設(shè)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(chǎn)生的空氣動(dòng)力R正好在質(zhì)心與氣動(dòng)力中心連線的延長線方向，那么作用在返回艙上的氣動(dòng)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(tài)不變?？諝鈩?dòng)力R可以分解為沿速度V反方向的阻力D和垂直于V方向的升力L。如能控制返回艙繞速度矢量V旋轉(zhuǎn)，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于4g，并控制返回艙下降至20千米左右高度的?？攸c(diǎn)的地理位置。

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(shí)產(chǎn)生升力并可控制升力大小和方向的再入。提高升阻比可以減小制動(dòng)過載，降低熱流峰值，增大再入角范圍，加寬再入走廊，有利于再入過程。升力式再入應(yīng)用于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(duì)稱外形，使其產(chǎn)生較大的升力，升阻比可達(dá)0.7~1.2；后者是將返回器做成有翼外形，升阻比可達(dá)1.3~3.0，從而實(shí)現(xiàn)水平著陸，如美國的航天飛機(jī)和X-37B。

有翼升力體式返回器技術(shù)復(fù)雜，成本昂貴，但具有以下優(yōu)點(diǎn)：(1)再入過載小。從環(huán)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(chuàng)造了更為良好的環(huán)境。(2)機(jī)動(dòng)范圍大。由于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(nèi)運(yùn)動(dòng)的時(shí)間，因此它具有更大的機(jī)動(dòng)范圍。典型的有翼升力體式返回器的機(jī)動(dòng)范圍可達(dá)1000多千米至數(shù)千千米。(3)著陸精度高。有翼升力體式返回器可以相當(dāng)精確地控制再入段軌道和著陸段軌道，實(shí)現(xiàn)在跑道上水平著陸，從而為返回器的重復(fù)使用創(chuàng)造了條件。