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重返（英语：Re-entry，正体中文译为重返）是指自然物体或人造物体从外层空间进入行星大气层的运动过程。如果人造物体（如人造卫星、飞船、火箭导弹、空天飞机等）离开地球大气层，再从外太空重新进入地球大气层的运动，称为“重返”（reentry）大气层。[1]例如，流星进入地球大气坠落的陨石不算重返。
弹道弹头和消耗性飞行器在再入大气层时不需要减速，事实上，它们被制成流线型以保持速度。此外，从临近空间慢速返回地球（如从气球上跳伞）不需要热屏蔽，因为重力加速度不会对从大气层本身（或在大气层上方不远处）开始相对静止的物体产生足够的速度以造成显著的加热。
对于地球来说，重返发生在卡门线处，海拔100公里（62英里，54海里）上方的高度，而在金星则发生在250公里（160英里，30海里）处，火星在约80公里（50英里，43海里）处。[来源请求]
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人造或者自然物体从宇宙空间进入天体的大气层的过程被称作进入大气层（Atmospheric entry），在地球的场合指的是从宇宙空间一侧越过海拔为100km的卡门线的过程。[需要较佳来源]从地面发射后离开大气层的人造航天载具重新进入大气层的过程被称作重返大气层（Atmospheric reentry）或重返（Re-entry）。[2]
返回大气层根据其目的和过程被分为以下类型：
返回式航天器的设计以安全可控地回到地面为目的。由于在目前的技术条件下返回大气层时航天器的速度极高，因此非破坏性返回的过程一般需要有特殊的措施来保护航天器避免受到气动力加热和震动、冲击等损害。由于载人航天一定有航天员返回地面的过程，因此这一过程也成为载人航天中风险较高的环节之一。
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这种双层隔热板概念在1920年由罗伯特·戈达德提出，他说："流星进入大气层的速度高达每秒30英里，但内部依然寒冷。因此，假如再返回物的表面覆盖一层抗高温（不易变质及难熔解）的物质后再用一层不太会导热的耐高温物质，这样物体表面就不会受到太多的侵蚀"（节录）。[来源请求]
而第一次实际应用到此系统是在洲际弹道导弹的重返速度增加所导致的气动力加热。早期的弹道导弹，如V2火箭，并没有此问题。而中程弹道导弹，如苏联的R-5（有1200km）的射程，就需要陶瓷复合材料来保护。首个洲际弹道导弹（ICBM，射程达8000至12000km），则已正式进入了现代保护材料的时代。在美国，这技术是由艾姆斯研究中心（NASA Ames）任职的哈立·朱利安·艾伦率先开发。而苏联的Yuri A. Dunaev也曾在列宁格勒物理技术研究所开发类似的技术。
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美国国家航空谘询委员会的哈立·朱利安·艾伦、阿尔弗雷德·J·艾格斯在1951年发现了钝形（高阻）防热大底具有最佳效果。因为返回式航天器的气动加热与阻力系数成反比，即阻力愈大，热负荷愈低。钝形重返舱使得气体不能快速离开，成为气垫层隔开了冲击波与加热振动层，使得大部分热空气不再直接接触重返舱，热能保持在冲击波气体中并在大气层中扩散。
艾伦和艾格斯的发现，最初被视为军事秘密，但于1958年出版。钝形理论的设计成为可行的隔热板，都体现在水星、双子星和阿波罗太空舱，使宇航员返回火热的地球大气层时仍生存。苏联的R-7洲际弹道导弹于1957年使用尖鼻的弹头成功首次试射，但击中目标区10公里以外，因而改为钝鼻的弹头。苏联的隔热层由多层玻璃纤维与石棉textolite组成。
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1950年代到1960年代，易于从理论上用Fay-Riddell方程建模分析。[3] 当时没有高速计算机，高速空气动力学还处于萌芽阶段。苏联的东方飞船、上升飞船、以及火星、金星探测器的下降舱；美国的阿波罗飞船指令舱都采用了球形防热大底。阿波罗飞船重返时的攻角−27°，升阻比0.368[4]。联盟飞船、月球取样返回探测器、双子座飞船、水星号飞船都是如此设计。即使这少量的升力也使得从弹道式重返8-9g的峰值加速度减小到4-5g，同时大大减少了峰值气动加热。
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球-圆锥形是指截头圆锥与球形部分的结合。这具有更好的动态稳定性。
美国最早的该构形的重返舱是通用电气于1955年开发的Mk-2 RV。使用了基于金属防热大底的辐射热防护系统(TPS)。Mk-2作为武器投射系统具有很大缺陷，由于低弹道系数使得其在上层大气中飞行时间太长，产生一股金属蒸汽尾流，极易于被雷达发现。
通用电气研制的下一代重返舱是Mk-6，采用尼龙酚醛材质的防热大底，其效果非常好以至于可以大大减小锥体半角到12.5°. Mk-6的重返质量3360 kg，长3.1m。随着核武器小型化与烧蚀材料的进展，重返舱变得更轻、锥体半角减小到10°-11°.
美国日冕侦察卫星是第一种非武器战斗部的重返舱。1959年2月28日首次发射。 February 1959).
不同于军事目的的返回舱，空间探测器的返回舱采取更大的锥体半角显然可以减少对烧蚀材料的需要，降低死重[来源请求]。伽利略号探测器的下降舱的锥体半角达到了45°，海盗号火星着陆舱的锥体半角达到70°
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双锥形是在球形-锥形上又增加了一个截头锥形。这具有非常好的升阻比，达到1.0以上。
防热大底设计的经验规则是：激波层气体峰值温度（开尔文为单位）等于进入速度（单位m/s）。例如，宇宙飞船以7.8 km/s进入大气层，激波层气体峰值温度7800 K。因为动能增加与速度的平方成正比，而气体的比热容随温度而大幅度增加（这不同于固体在通常条件下可以假设比热容不变）。
在典型的重返温度，激波层大气是被电离与解离的。这种化学解离必须一些物理模型以描述激波层的热与化学性质。对于设计防热大底的航宇工程师有4种气体基本物理模型：
几乎所有的航太工程师在本科时学过理想气体模型。大部分的理想气体方程与对应的表与图在NACA Report 1135中给出。[5] NACA Report 1135的摘要经常出现在热动力学课本的附录被航宇工程师熟悉。
理想气体理论非常精巧并在设计飞机时非常有用，但它假定气体是化学惰性的。从飞机设计角度，大气温度低于550 K时可以假定气体为惰性的。气温550 K时理想气体理论开始出现问题而气温超过2000 K将不再适用，这时防热大底设计者必须使用真实气体模型。
再入角的大小直接影响到航天器在大气层里的航程。若再入角过小，航天器可能只在大气层边缘掠过而无法进入；若过大则会受到较大的空气阻力，可能会使气动力加热严重进而导致航天器燃烧。一般无人航天器再入大气层时，再入角在3°~8°之间，不会超过10°。[6]为使最大制动过载不超过人体所能耐受的限度（10倍重力加速度），以第一宇宙速度再入的载人飞船必须以小于3°的再入角进入大气层。
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