Если при выбранной конфигурации СА увеличивать скорость входа в атмосферу, то коридор входа будет сужаться. При некоторой величине скорости входа может оказаться, что погрешность решения навигационной задачи не обеспечивает попадания в этот коридор входа.
Как уже отмечалось, до скоростей порядка 15 км/с допустимо использовать сегментально-конические аппараты «Союз» или «Аполлон», имеющие постоянный балансировочный угол атаки (~25° ÷300), и управляемые только по крену.
Однако при возвращении от ближних планет Солнечной системы (Марс, Венера) скорость входа в атмосферу Земли может существенно превысить указанную величину в зависимости от реализуемых траекторий перелета.
Для скоростей входа больше 15 км/с целесообразно использовать аппараты менее затупленной формы, имеющие повышенное аэродинамическое качество и более благоприятных к воздействию лучистых тепловых потоков, на порядки превосходящих конвективные тепловые потоки. Именно с увеличением аэродинамического качества связано одно из возможных направлений расширения коридора входа. При этом балансировочный угол атаки остается почти постоянным. Второе направление состоит в применении регулирования не только по крену, но и по углу атаки. Еще более эффективным оказывается объединение этих направлений.
Баллистические расчеты показывают, что при значении аэродинамического качества не выше 0,5 дополнительное регулирование по углу атаки не позволяет получить заметного расширения коридора входа. Если же аэродинамическое качество больше 1, то дополнительное регулирование по углу атаки позволяет существенно расширить коридор входа. Регулирование балансировочного угла атаки технически может быть реализовано, например, с помощью реактивной системы стабилизации или аэродинамических поверхностей. Применение двигателей стабилизации требует значительного запаса топлива, так как время полета в атмосфере достаточно велико (порядка сотен пли даже тысяч секунд).
При использовании аэродинамических рулей возникает проблема теплозащитного покрытия, и, соответственно, изменения аэродинамических характеристик СА. Анализ рациональных форм СА, обеспечивающих расширение коридора входа и уменьшение теплового потока, показывает, что аппарат должен иметь хорошо обтекаемую конфигурацию с малым радиусом затупления носовой части, иметь большие значения коэффициентов подъемной силы СУАи лобового сопротивления СХА при больших углах атаки. Такой СА по своей конфигурации должен соответствовать схеме аппарата класса «несущий корпус», т.е. бескрылому летательному аппарату капсульного типа.
При входе в атмосферу Земли с гиперболической скоростью обычно рассматривают следующие этапы полета. На начальном этапе входа выдерживается возможный наибольший угол атаки, а за счет поворота по крену подъемная сила направляется вверх, если траектория проходит вблизи нижней границы коридора входа, или вниз, если траектория проходит вблизи верхней границы. На траектории, соответствующей середине коридора входа, появляется возможность промежуточного регулирования по крену в допустимом диапазоне.
Когда перегрузка достигает максимально допустимой величины, происходит уменьшение угла атаки для обеспечения изоперегрузочного режима, т. е. полета с постоянной перегрузкой. Такой режим позволяет наиболее эффективно тормозить скорость полета. Если при уменьшении угла атаки до минимально возможного (в пределе — до нуля) перегрузка обнаруживает тенденцию к росту, можно за счет выбора угла крена сделать траекторию более пологой (замедлить темп снижения).
После гашения скорости примерно до параболической наступает третий этап полета, управление на котором аналогично применяемому на околопараболических траекториях входа. Гиперболическая траектория входа отличается наличием изоперегрузочного участка, который оказывается наиболее сложным из-за интенсивных аэродинамических и тепловых нагрузок.
