Использование спускаемых аппаратов, обладающих качеством, т.е. способность создавать подъемную силу в процессе спуска, позволяет снять многие ограничения, присущие баллистическим спускаемым аппаратам и значительно расширить диапазон их применения.
Наличие даже небольшой подъемной силы позволяет значительно снизить перегрузки в процессе спуска, а управление подъемной силой – значительно расширить допустимый коридор входа в атмосферу. Это, с одной стороны, позволяет избежать необходимости специальной ориентации членов экипажа относительно вектора перегрузки, и приводит к снижению аэродинамического нагрева аппарата, а с другой стороны, позволяет уменьшить требования к точности начальных параметров входа.
Использование подъемной силы в процессе спуска дает возможность значительно увеличить маневренные возможности спускаемых аппаратов, что существенно облегчает выбор места посадки в продольном и боковом направлениях.
Как показывают результаты численного интегрирования уравнений движения, при использовании подъемной силы скорость аппарата, вплоть до достижения максимального значения, перегрузки меняется незначительно (при спуске с орбиты спутника).
Для управления полетом СА в атмосфере используются аэродинамические силы, которые весьма значительны даже при малом аэродинамическом качестве аппарата. В связи с этим большое практическое применение нашли осесимметричные, сегментально-конические формы СА с малым аэродинамическим качеством (КГИП= 0,15÷0.5), которое обеспечивается за счет смещения центра масс СА от оси симметрии. Плоскость угла атаки, проходящая через вектор скорости и ось симметрии, при поступательном движении СА является мгновенной плоскостью аэродинамической симметрии и содержит главный вектор аэродинамической силы.
Спускаемые аппараты, эллипсоид инерции у которых близок к сфере, статистически устойчивы по тангажу и рысканию и нейтральны по крену, т. е. имеют положение устойчивого равновесия на балансировочном угле атаки 
БАЛ и произвольном угле крена 
.
Если повернуть СА относительно вектора скорости на угол крена , то продольное движение будет определяться проекцией полной аэродинамической силы на продольную плоскость, а боковое движение — соответствующей проекцией на поперечную плоскость.
На траектории спуска с прогнозируемым недолетом угол крена должен уменьшаться или вообще приниматься равным нулю. В случае прогнозируемого перелета, наоборот, угол крена должен увеличиваться, что позволяет ликвидировать ожидаемый перелет. Боковой промах можно исправить за счет чередования участков полета с правым и левым креном. Поскольку боковой промах на порядок меньше продольного, то в некоторых случаях можно не предусматривать регулирование бокового промаха.
Управление с малым аэродинамическим качеством позволяет решать задачу входа СА в атмосферу Земли с околопараболической скоростью. Такая задача возникает при возвращении СА от Луны или с сильно вытянутой эллиптической орбиты. Малая величина аэродинамического качества характерна для сегментально-конических аппаратов затупленной формы типа «Союз», «Зонд» (СССР) и «Аполлон» (США). Даже небольшое аэродинамическое качество позволяет в 2÷3 раза снизить максимальную перегрузку и уменьшить тепловые потоки. Такие аппараты целесообразно использовать до скоростей входа порядка 15 км/с.
Если при спуске СА с околоземной орбиты дальность полета до места посадки регулируется выбором точки схода с орбиты, то при возвращении от Луны угловая дальность от точки входа в атмосферу до места посадки зависит от положения орбиты перед входом, которое фиксирует направление на условный перигей, и высоту этого перигея. Условным называют перигей траектории, которая имела бы место при отсутствии атмосферы. Понятие условного перигея оказалось очень удобным при рассмотрении задачи входа.
Совокупность значений высот условного перигея, при которых обеспечивается приведение СА в заданный район посадки с приемлемой точностью с учетом существующих ограничений по перегрузке, тепловому нагреву, допустимым углам крена, и т.п., называют коридором входа. Верхняя граница hв физически существующего коридора входа для аппарата выбранной конфигурации определяется условием надежного захвата аппарата атмосферой, а нижняя hн — ограничением по допустимой перегрузке. Чем шире реализуемый коридор входа, тем проще обеспечить попадание в него при возвращении к Земле, поэтому требования к точности решения навигационной задачи могут быть снижены.
При возвращении от Луны посадка с приемлемой перегрузкой (n = 4÷5) может быть реализована в случае подлета СА к Земле со стороны южного полушария. Условный перицентр такой траектории также находится в южном полушарии, поэтому для достижения заданного района посадки используется схема полета с двумя участками погружения СА в атмосферу, между которыми пролегает внеатмосферный участок. Наиболее жесткие требования при полете по такой траектории предъявляются к управлению на участке первого погружения, где скорость тормозится до околокруговой. Этот участок полета характеризуется большими аэродинамическими и тепловыми нагрузками. В точке максимума скоростного напора, когда СА находится в нижней части траектории первого погружения, эффективность управления велика.
Потребный угол крена выбирается с целью избежания больших ошибок в точке вылета за пределы условной границы атмосферы и уменьшить разброс начальных параметров движения на участке второго погружения. На этом участке управление близко к управлению при спуске с орбиты. При входе с околопараболической скоростью температура в критической точке сферы радиуса R = 1 м может достигать 3300÷40000 К.
Выражение для суммарной перегрузки в процессе спуска записывается следующим образом:
Отсюда следует, что максимум n∑ соответствует максимуму 
.
При больших начальных углах входа (| 
| ≥ 20о) увеличение качества аппарата приводит к росту боковой составляющей суммарной перегрузки.
Таким образом, для снижения максимального значения суммарной перегрузки увеличение качества аппарата при спуске с орбиты спутника можно эффективно использовать только при малых углах входа в атмосферу, причем наибольший эффект дает увеличение аэродинамического качества в пределах до КГИП≈ 1,0. Дальнейшее увеличение аэродинамического качества аппарата с этой точки зрения малоэффективно.
Особенностью траекторий спуска аппаратов при постоянном качестве является их колебательный характер. Траектории проходят около траектории равновесного планирования, на которой аэродинамическая подъемная сила уравновешивает центробежную силу и силу тяжести. Частота и амплитуда колебаний зависит от параметров входа и величины качества аппарата, и может быть приближенно определена по формуле:
.
Приближенное выражение для дальности спуска:
Использование аппарата с качеством позволяет значительно увеличить дальность спуска в атмосфере по сравнению с баллистическим спуском. Даже небольшая подъемная сила СА позволяет в несколько раз увеличить дальность спуска по сравнению с дальностью полета по баллистической траектории.
