具有带尾翼尾裙自稳定返回舱的高效飞船及导弹.pdf

带尾翼尾裙的返回舱及其宇宙飞船属于对宇宙飞船和航天飞机进行的高效整合，它可对飞船进行小中大改，其结构简单、原理简明、效果却十分巨大；该尾翼尾裙小、薄、轻、廉，可利用整流罩中闲置空间进行配置，其性能和潜力的提高却极为巨大，它能以航天飞机十分之一的重量及价格，完成与其极为类似的任务，它的安全性能、经济性能大幅度地超过现有的航天飞机和宇宙飞船。它还可以改进为重返大气层的突防导弹，使反导系统失去威力。

1.  一种返回式宇宙飞船，其返回舱(1)呈钟形结构，其头、尾两端分别与推进舱(2)、轨道舱(3)活动连接，该返回舱(1)在发射时，呈尾部向上安装在发射火箭的顶端，在返回时，呈头部向下进入大气层；其特征在于：
a.该返回舱(1)尾部的侧壁上设置有采用具有抗烧蚀涂层或面层的耐热金属制作的片状或环状或并联筒状的尾翼(4)或尾裙(5)或同时设置有尾翼(4)及尾裙(5)；其中的尾翼(4)为固定尾翼或可操控的活动尾翼，该尾翼(4)可以为格栅翼或折叠翼，尾裙(5)的母线长度应适当，可为单纯的扩张直线段或为任意的曲线段；
b.相对于尾翼(4)，可以设置活动或固定的前翼；
c.该返回舱(1)的头部可以改制成为具有适当高度、适当尖度的流线型形状、或在其头部添加一个具有适当高度、适当尖度的耐热耐烧蚀的变形耗能头锥。

2.  根据权利要求1所述的宇宙飞船，其特征在于：在返回舱(1)尾部的侧壁上设置的尾翼(4)或尾裙(5)的后端不超过返回舱(1)的尾部与轨道舱(3)的结合面的位置、或不超过轨道舱(3)的前面所处的位置；而且，尾翼(4)或尾裙(5)的最大直径不超过所在位置处的整流罩的内径。

3.  根据权利要求1或2所述的宇宙飞船，其特征在于：
a.在返回舱(1)的环状尾翼(4)的翻边状尾裙(5)的前面，设置有可操控的格栅状的活动尾翼(4)；
b.环状尾翼(4)通过尾裙(5)与返回舱(1)的侧壁面连接，加上后面的封底后，组成了一个密封的夹层舱，可以将活动尾翼(4)的机械操控装置及降落伞舱、备降伞舱设置在该夹层舱内。

4.  根据权利要求1至3所述的宇宙飞船，其特征在于：
a.返回舱(1)尾部的侧壁向外扩展，与在它上面设置的采用具有抗烧蚀面层的耐热金属制作的尾裙(5)合二为一，从而使该返回舱(1)的形状变成为具有相对而言更大容积的圆柱形或近似于圆柱形的结构形式；
b.可以将返回舱(1)的高度沿轴线适当地加大，在加高的返回舱(1)的高度中间部位，设置具有人体进出口(10)的隔板或地板(9)，使其成为无楼梯的两层楼结构或多层楼结构；
c.可以将该返回舱(1)的头部大底(6)或者是将其添加的头锥的部分或全部外壳做成金属薄板质地的变形耗能部件(7)；或在大底(6)之前面所添加的头锥的壳体后面的空腔中，安装用作变形耗能的气囊(8)，或者将这两者结合起来。

5.  根据权利要求1所述的宇宙飞船，其特征在于：
a.在返回舱(1)尾部的侧壁上设置有固定尾翼或可操控的活动尾翼(4)或尾裙(5)，或它们的组合；
b.去消位于在火箭飞船组合体最上端或在是轨道舱上端的逃逸火箭，在尾翼或尾裙的外端对称地设置一对或几对逃逸火箭；或者去消位于火箭飞船组合体的返回舱(1)的下面的推进舱(2)，并将其中的转轨、调轨火箭体系特别地设计制作成空心环筒形装置(11)、或设计成相同或大体相同的一对或几对筒形装置(11)，依靠固定尾翼或直接地活动连接在返回舱(1)或尾裙(5)的周围或两侧；或者同时实施这两种结构改变。
c.在原先安装推进舱(2)的位置处可以安装下置式货舱或具有筒体壁的舱形货物，在原先安装逃逸塔的位置处可以安装上置式货舱或具有筒体壁的舱形货物。

6.  根据权利要求1、2、5所述的宇宙飞船，其特征在于：
a.在对各舱室的有关外部部件(包括各种管、线)进行精简、整形、加固的基础上，取消整体式整流罩：
b.代之以局部整流罩或对各太阳能电池阵列的最外一块电池板进行加固、加设流线型外形和密封锁定及开锁结构，使它们具有局部的整流罩的功能。

7.  根据权利要求1至6所述的具有带尾翼返回舱(1)的返回式宇宙飞船的发射飞行方法，其方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的返回方法相近，其特征在于：
a.飞船推进舱发动机点火制动、推进舱脱离返回舱(1)、返回舱(1)在120公里左右的高度进入大气层后，利用可操控的活动尾翼(4)在其力所能及的范围里、同时在航天员易于承受的范围里操纵返回舱(1)沿预先设定的飞行路线向地面飞行；
b.与现有返回舱的返回过程中受到少许升力的近似抛物线的飞行路线不同，在活动尾翼(4)的操控下，返回舱(1)在返回大气层后，采取的飞行路线为水平平缓度较大的下降路线、或平飞路线、或起伏路线、或盘旋路线、或任意曲折路线、或这些路线的复合路线；
c.活动尾翼(4)采用地面遥控、或计算机程序控制、或手动控制、或三种方法混合控制的方法进行操控；如可采用高速时机控、低速时手控的方法进行尾翼(4)的操控；
d.在速度降低到1000米/秒左右时，不管高度有多高，可以抛大底；
e.降落伞绳的根部或着力点可安排在返回舱(1)的尾端或侧面重心附近；
f.可以有意识地在水深较深的水面带伞溅落，并在落下瞬间之前后割伞。

8.  根据权利要求5、6所述的具有带尾翼返回舱(1)的返回式宇宙飞船的发射飞行方法，其方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的发射飞行方法相近，其特征在于：
a.将逃逸火箭通过尾翼或尾裙设置在返回舱(1)的侧面，或直接设置在返回舱(1)的侧面；
b.将逃逸火箭的点火时机的范围扩大到返回舱制动变轨开始返回地球的时候：包括在火箭发射前900秒至飞船入轨之时用作在整个火箭发射过程中间的飞船的逃逸动力、或在飞船变轨时用作飞船的变轨动力、或在飞船离轨返回大气层时，用作飞船的制动动力。

9.  根据权利要求5、6所述的具有带尾翼返回舱(1)的返回式宇宙飞船的返回飞行方法，其返回方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的返回方法相近，其特征在于：
a.将其中的转轨、调轨、制动火箭体系特别地设计制作成空心环筒形装置(11)、或设计成相同或大体相同的双筒形装置(11)，依靠固定尾翼或尾裙、或直接地活动连接在返回舱(1)的周围或两侧；
b.空心环筒形装置(11)或相同或大体相同的两个筒形装置装置(11)与返回舱(1)的脱离时机选在其进入大气层之后的适当时间。

10.  根据权利要求1、2、7所述的方法设计的高空突防导弹的设计方法，该导弹具有运载火箭、返回舱或弹头(1)、该返回舱或弹头(1)的尾端设置有包括可操控的活动尾翼的尾翼(4)、尾裙(5)，也可设置前翼，该种方法的特征在于：
a.将返回舱(1)及其尾翼(4)、尾裙(5)、前翼按照高速导弹弹头的要求，进行缩小、流线型化，并给其装上常规弹头或核弹头；
b.该返回舱(1)或军用弹头上仍然安装有小动量姿态控制发动机系统；
c.利用小动量姿态控制发动机系统操控该返回舱(1)或军用弹头在大气层外的飞行；利用活动尾翼(4)操控该返回舱(1)或军用弹头在返回大气层后的飞行；在大气层边缘则可以同时采用两种操控方法，采取的飞行路线为水平平缓度较大的下降路线、或平飞路线、或起伏路线、或盘旋路线、或任意曲折路线、或这些路线的复合路线；
d.这些飞行路线为随机制定、各不相同，但又是由计算机程序精密地设定与操控、并尽量精确地导向规定的落地地点；
e.该返回舱(1)或军用弹头的形状及表面涂层可按照雷达隐形及光学隐形的要求设计。

具有带尾翼尾裙自稳定返回舱的高效飞船及导弹
本发明属于对多舱结构的返回式宇宙飞船及重返大气层导弹的改进。属于对伞降式宇宙飞船与航天飞机、导弹控制翼片等技术的整合。本发明的名称又可以称之为带尾翼返回舱伞降式模块组合简易航天飞机。
神舟6号宇宙飞船平安返回地球，举国上下一片欢腾，这是我国载人航天事业的又一巨大成果。
神舟6号宇宙飞船的返回舱与俄罗斯的连盟号宇宙飞船的返回舱极为相似，均为头大而平、尾小而尖、呈钟形结构。
在2005年10月15日新华社北京电中，记者孙彦新、徐壮志发表的文章《返回舱为什么像个大钟》，引用飞船系统结构与机构分系统主任设计师陈同祥的解释说明，这不是为了制造某种科幻效果，而是有它的科学依据。
“飞船为什么不做成一个整体？事实证明，只有三舱结构才是比较合适的。”
飞船返回时，与大气剧烈摩擦产生的高温和过载，使飞船和航天员面临着严峻考验。飞船平安返回要经过四道“鬼门关”。在回收过程中，无论哪一道关没有过去，都有可能毁了飞船，使航天员牺牲生命。”
火焰关  飞船返回与大气的剧烈摩擦会产生摄氏几千度的高温，没有防护，飞船将会化为灰烬。
过载关  飞航高速进入稠密大气层时会产生巨大的冲击过载，别说人受不了，就是飞船本身也会颠得七零八落。
撞击关  尽管降落伞大大降低了飞船的下降速度，只有每秒十几米，但是航天员仍然经受不住落地一瞬间狂热的“亲吻”。
落点关  就算飞船安全到达地面，但救援人员还是不能及时到达。若飞船落到深山老林、悬崖峭壁，也会给航天员生命带来危险。
“严酷的现实使科学家不得不进行选择：仅仅只把必须返回地面的仪器设备返回，不需要的就留在轨道上继续工作或遗弃。飞船的飞行需要动力，于是必须要有个推进舱；航天员在太空中需要工作生活场所，必须要有轨道舱，这个舱将来还可留在空中继续科学试验。分舱段的飞船另一好处是，增加了可靠性和安全系数，一个舱发生故障，其他舱还可工作。
返回舱为什么像个大钟
返回舱返回时会在重力的作用下重新进入大气层，气流千变万化将使高速飞行的返回舱难以保持固定的姿态，因此必须把返回舱做成不倒翁的形状，底大头小，不怕气流的扰动。与大气剧烈摩擦时，会在舱表产生数千度的高温，如果不解决防热问题，飞船将会像流星一样，还没等落地就烧成了灰烬。返回舱表面有一层防热层，是用特殊的烧蚀材料做成的，防热原理就是通过材料的燃烧而把热量带走，经科学家试验研究发现，大钟的形状相对有利于实现防热目标。
而这种钟形返回舱返回地面是一个极为复杂、危险程度极高、付出代价极高的过程。
“神舟系列飞船返回舱开始返回地面时，首先在344公里高的轨道上制动，就像刹车一样，先是飞船在轨道上呈九十度转弯，然后轨道舱与返回舱分离，轨道舱继续在轨道上进行对地观测，而返回舱和推进舱再转九十度，正好与原来的飞行方向相反喷气，起到减速的作用。这时返回舱开始脱离原来的轨道，进行无动力飞行，飞行至距地面100公里时进入大气层，产生所谓的“黑障”现象，这是因为飞船与大气剧烈摩擦，当返回舱在距离地面80公里-40公里的高度以数千米每秒的速度穿越稠密大气层时，返回舱表面温度会达到摄氏1000-2000摄氏度，如果不采取有效的防热降温措施，整个返回舱将会像陨石一样被烧为灰烬。这时必须给飞船穿上一层“防热衣”，使飞船内部的温度控制在航天员可以忍受的40摄氏度以下。”
飞船返回舱的降温主要通过三种方法：一是吸热式防热，在返回舱的某些部位，采用导热性能好、熔点高和热容量大的金属吸热材料来吸收大量的气动热量；二是辐射式防热，用具有辐射性能的钛合金及陶瓷等复合材料，将热量辐射散发出去；三是烧蚀防热，利用高分子材料在高温加热时表面部分材料融化、蒸发、升华或分解汽化带走大量热量的方法散热。
发生“黑障”现象时，在飞船四周产生了一个等离子壳，使飞船暂时无法与地面通讯。等飞至距地面80公里到20公里的高度时，飞船的升力控制系统开始起作用，这时的飞船就像飞机一样，按照地面输入的数据，瞄准理论着陆点，依靠飞船上的小型发动机不断调整飞行高度和姿态。当飞行到距地面40公里时，飞船飞出“黑障”区，这时，早已等待多时的直升飞机便迅速捕捉到飞船发出的讯号，开始搜索和救援行动。当飞船到达距地面10公里时，飞船开始抛开降落伞盖，并迅速带出两具引导伞和一具减速伞，24秒后，主降伞打开，使飞船的下降速度减到每秒10米左右。等飞船将落到距地面5公里时，飞船的防热大底被抛掉，等飞船离地面1.2米左右时，缓冲发动机开始向地面喷火，进一步减速，确保飞船安全着陆。
飞船的三个舱上共有52台发动机，其中推进舱有28台发动机，4台大的用于改变轨道、轨道维持和返回制动，小的用于控制飞船姿态；返回舱有8台发动机，返回过程中穿越大气层会使飞船姿态不稳，同时为实现精确着陆，需要对飞船进行姿态控制；轨道舱有16台，为其留轨半年提供动力。各舱发动机都是偶数，其中都有主机和备份机。
当需要改变轨道或姿态时，计算机会算出哪台发动机应该工作以及工作多长时间，船上的52台发动机得到计算机的指令将自动执行。返回段的原理也基本相同
上述过程不需要航天员参与，假如发生故障，还有一套手控系统，由姿态手柄、平移手柄、光学瞄准镜和手控线路等组成，航天员可以手动控制，虽然精度比自动的差，但完全能够驾驶飞船安全返回。从神舟一号到六号，飞船的“自动驾驶”功能从未出现过问题。
在以上过程中，飞船由三舱变为一舱，连返回舱也必须抛去降落伞和大底；飞船重量丧失了三分之二，由8吨多减为两吨多；可以说是损失惨重。
“这其间就存在极为重大的问题：首先，是中国飞船的测控事业对海洋的依赖太大，没有远望测量船队，飞船几乎寸步难行，从自然条件来说由于必须要派船只到南大西洋，所以只能选在南半球的夏天，风浪较小的时间段(10月到来年的2-3月)，缺点很明显，这是其一。其二更致命，我们目前的海上力量，没有全球投送的能力，可以想象在紧急状态下，中国的航天力量将极大的受制于海上能力的不足。对策：需要尽快发展天基测控系统，也就是中继测控卫星。其次，100％的发射成功率固然可喜，但是从更高的层次上说这是以牺牲“效率”而换来得，尤其是应用卫星领域，每年发射的卫星根本无法满足需要，航天器的批量生产也难以做到。”
最后，是飞船返回过程，自始至终，对于测控力量、测控手段的要求太高，太精确，以致即使是久经考验的第一流的航天测控人员操控着最先进的航天测控系统也会在飞船返回的测控过程中，紧张到极点，唯恐出现半点差错。据报道很多的火箭、飞船发射的“实验队员因此患上了“火箭综合征”：临发射前3个小时，开始口干，要不停地喝冷水——即使在零下20多度的冬天；还有手心出汗、不停上厕所；在发射成功之后，他们又会抱在一起疯狂的哭笑。”参阅由“虚幻军事zhyuli”在http://military.china.com 2005-10-24 11:04:07发表的文章《兴奋之后话神六热退潮的反思》，及其它有关文章。
发明的目的：在不改变或尽量少改变神舟系列载人宇宙飞船的主要大部件的外形结构的前提下，立足于利用飞船的现有体积与现有结构、特别是利用返回舱、轨道舱、整流罩之间的空间，在载人宇宙飞船的返回舱的尾部装上尾翼或尾裙、在其头部装上流线型的变形耗能头部，使该返回舱进入大气层之后大幅度增进其减速性能、防热防烧蚀性能、飞行自稳定功能、飞行升力与飞行方向操纵功能，并且在此基础上进一步探索从根本上简化飞船结构、提高飞船的返回安全性能和性能价格比的全新途径，以及进一步探索其在重返大气层导弹上的用途。
发明的方法：在载人宇宙飞船的返回舱的尾部的适当位置上，装上耐高温的、适当大小的尾翼或尾裙；配之以在其头部装上流线型的金属薄板质地的或气囊状的变形耗能头部。
其进一步的方法是以耗能尾翼、尾裙的强大气动制动耗能能力为基础，利用和发掘尾裙所包括的空间，大幅度地扩大返回舱的有效容积，进而做成二层楼或多层楼结构的返回舱、或者是将三舱式宇宙飞船的结构在保持原有功能的前提下改为特种结构的更简单、更轻巧、更实用、更便宜、更安全的两舱式或单舱式的结构形式。
其更进一步的方法是利用气动耗能的尾翼、尾裙相对高速气流产生的强大制动耗能能力和活动尾翼的空气动力操控性能设计一条新的、更安全可控的返回舱耗能返回路线或返回方法。
下面，以图1至5所示的实施例对本发明的方法作进一步的说明。
附图1、2、3均是返回舱(1)的纵剖面示意图；
附图4.a是返回舱(1)的纵剖面示意图；附图4.b是它的俯视示意图；
附图5是包括返回舱(1)、轨道舱(3)、并列推进火箭部件(11)的宇宙飞船的纵剖面示意图。
其中：返回舱(1)推进舱(2)轨道舱(3)尾翼(4)尾裙(5)头部大底(6)变形耗能部件(7)气囊(8)隔板或地板(9)人体进出口(10)空心环筒形或筒形的推进火箭部件(11)
附图1所示的实施例所说明的返回式宇宙飞船，其结构、外形、大小，与现有的神舟系列宇宙飞船基本一样，属于对它的改进。其返回舱(1)的头大而平、尾小而尖、呈钟形结构，其头、尾两端分别与推进舱(2)、轨道舱(3)活动连接，该返回舱(1)在发射时，呈尾部向上安装在发射火箭的顶端，在返回时，呈头部向下进入大气层；其特征在于：
a.该返回舱(1)尾部的侧壁上设置有采用具有抗烧蚀涂层或面层的耐热金属制作的片状或环状或并联筒状的尾翼(4)或尾裙(5)或同时设置有尾翼(4)及尾裙(5)；其中的尾翼(4)为固定尾翼或可操控的活动尾翼，该尾翼(4)可以为格栅翼或折叠翼，尾裙(5)的母线长度应适当，可为单纯的扩张直线段或为任意的的曲线段；
b.相对于活动尾翼(4)，可以设置活动或固定的前翼；
c.该返回舱(1)的头部可以改制成为具有适当高度、适当尖度的流线型形状、或在其头部添加一个具有适当高度、适当尖度的耐热耐烧蚀的变形耗能头锥。
说明：
在附图1中，尾翼(4)由两部分构成，一是板片状的尾翼，二是位于外围的环状尾翼，环状尾翼的后端翻边可以看作为尾裙(5)，该翻边尾裙的翻边角度可为直角、也可以为其它角度，翻边的大小，根据飞行稳定及减速制动的需要进行设计、测试、改进。
类似的结构，还有格栅形尾翼、大开缝环帆式尾翼(参照织物开缝降落伞)等；使用后一种型式的尾翼，会使它发挥类似于耐高温的微型降落伞的功用。
在附图1中尾翼(4)及尾裙(5)没有向最后端设置，是考虑使它们不影响降落伞的打开；具体设计尾翼(4)及尾裙(5)时，应该与降落伞舱的设计修改进行协调。
应该注意，返回舱(1)的头部、尾部是根据其返回地面过程中的飞行方向而定的；在火箭发射及飞船绕地球的过程中，返回舱(1)的前进方向是尾部在前、头部在后的。
由于返回大气层之中以后，会与空气剧烈摩擦发热及产生过载，返回舱(1)不得不采取三舱结构，以便最大限度地减轻其自身重量，其表面特别是其头部，不得不采用耐高温金属制造，并采取涂抗烧蚀涂料、安装可抛弃的防热大底等可靠的防热措施。
在返回舱(1)尾部的侧壁上设置有采用具有抗烧蚀涂层或面层的耐热金属制作的片状或环状或格栅状的尾翼(4)或尾裙(5)后，可以大幅度地分担、减轻返回舱(1)的表面热负荷和过载负荷，提高其返回安全性、飞行稳定性，飞行可操控性。
筒状尾翼，是指像捆绑式火箭那样的与返回舱并列的筒形体，其筒内具有一定量的空间。
片状尾翼及环状尾翼也可使其加厚中空，使其内部具有一定量的空间。筒状尾翼还可以如后面所述，在其中设置推进火箭发动机或逃逸火箭发动机。
但是设计时应注意，薄板状的尾翼是最简单、最轻便、最廉价、最牢固、最有利于耐高温、抗烧蚀的。
相对于尾翼(4)，设置活动或固定的前翼片，是为了增加返回舱头部的升力，使其在大气层中飞行更加稳定、更加平衡、更具操控性。前翼片应该设计得尽量小一些、短一些。
在附图1中，返回舱(1)上的尾翼的外端安装有环翼，该环翼上的翻边也可以向内翻，该翻边的作用，在外翻时相当于一个小的尾裙。
附图1所示返回式宇宙飞船的进一步的特征在于：在返回舱(1)尾部的侧壁上设置的尾翼(4)或尾裙(5)的后端不超过返回舱(1)的尾部与轨道舱(3)的结合面的位置，或不超过轨道舱(3)的前面所处的位置；而且，尾翼(4)或尾裙(5)的最大直径不超过所在位置处的整流罩的内径。
说明：
轨道舱(3)的前面在火箭上时，是位于该轨道舱(3)的下面。
安装这样的尾翼(4)或尾裙(5)的优点是对返回舱(1)的改动很小，特别是一点也不需要对飞船的其它大部件及运载火箭进行任何改动。因而本方案特别容易进入实施。这属于对三舱式飞船的小改进方案之一。
在附图2所示的实施例中，其特征在于：
a.在返回舱(1)的环状尾翼(4)的翻边状尾裙(5)的前面，设置有可操控的格栅状的活动尾翼(4)；
b.环状尾翼(4)通过尾裙(5)与返回舱(1)的侧壁面连接；加上后端面的封底后，组成了一个密封的夹层舱，可以将活动尾翼(4)的机械操控装置及降落伞舱、备降伞舱均设置在该夹层舱内。
说明：
活动尾翼(4)的机械操控机构可以设置在返回舱的体内、尾裙内或附着在它们外表的特制箱体内。必须注意的是与活动尾翼连接的回转轴应有气密结构，应耐高温或涂耐烧蚀涂层。
在本实施例中，环状尾翼(4)与尾裙(5)连在一起，可以看作一个母线为曲线的整体尾裙；在这里，高效地利用了该尾裙与返回舱的舱壁之间的夹层空间，将活动尾翼(4)的机械操控机构及降落伞舱、备降伞舱设置在该夹层舱内。从下文可以看到，这种空间还有其它的高效利用方式。
活动或固定的尾翼做成格栅状，其形体比较小巧一些，有利于整体设计。
降落伞舱、备降伞舱设置在该夹层舱内，它们的伞舱盖将设置在后端面的封底上；它们应与活动尾翼(4)的机械操控装置交错配置，以免干扰；如果夹层的厚度不够的话，可以向返回舱(1)之内凹进去，借一些体积。
在其后的附图3、4、5中，返回舱(1)上的固定尾翼(4)也被画为格栅状的环翼，这样做，其尺寸较小、气动力较大，而耐烧蚀性依然很好；而且其外缘表面可以用作固定筒形装置(11)。
返回舱(1)采用尾翼(4)或尾裙(5)后，它们产生的气动阻力合力的作用点将位于返回舱(1)的后端，这会使返回舱(1)的总体气动阻力的作用点的位置大幅度地后移，使该作用点落在返回舱(1)的重心后面的距离加大，使返回舱(1)在大气层中的飞行稳定性大大增强；从而使它的飞行安全性大大增强。可以在很大程度上说，这使得在返回舱上安装的8个飞行姿态控制发动机将不再需要，可以取消；至少可以降低对它们的安全可靠性及控制精度、控制及时性的严格要求。
请注意：这8个发动机的操控的整个过程，均发生在离地面140公里以内的返回过程中，其间返回舱与空气剧烈摩擦，产生极高的温度、极大的扰动，甚至于其中有一半以上的路程处于隔绝无线电联系的黑障之中。这与这种操控所必需的精确度、及时度、重要度形成了鲜明的对比，形成了一对无比尖锐、难以调和的矛盾。所谓养兵千日、用兵一时，为了这8个发动机这几分钟的操控，需要专门安排多少的高科技人员、高科技设备为其提供兢兢业业的服务，而一旦发生错误、疏忽，故障，后果将难以想象------。此外，这8个发动机使用的剧毒燃料会泄漏到返回舱内外，危及宇航员及地面接机人员的生命健康，这也是使飞船设计人员大伤脑筋的问题。现在能够取消这8个发动机，以及下面将要提及的，能够高质量、高性能地取代、简化飞船的昂贵、复杂而至关重要的逃逸塔、推进舱、轨道舱、整流罩的种种方案、方法，能够将它们向精简、整合为一体的方向推进，这是多么值得庆贺、大快人心的事情！
采用尾翼(4)或尾裙(5)来分担减少返回舱(1)的头部大底等主关部位的发热负荷也是很有利的：因为尾翼(4)或尾裙(5)位于返回舱(1)的外部，尤其是采用薄板状的翼片时，由于传热热桥面积小，其产生的热量较少会传到返回舱(1)的本体部分，对其造成破坏；而且这种尾翼或尾翼片(4)或尾裙(5)可以采用耐高温的金属如钛、高镍铬含量的耐高温不锈钢、含钨、铌、钛、镍、铬等金属成分的耐高温合金钢制作，表面可涂复耐热耐烧蚀的隔热、耐热材料，可以涂复高温高效红外辐射材料进行散热；特别是尾翼(4)可以采用两面散热、减少尾翼片厚度的办法，尾裙(5)在采取这些措施的基础上，还可以采用内衬隔热层的办法来减少传向返回舱(1)的本体部分的热量。
钟形返回舱的头部本身已经具有一定程度的流线型形状，使它适当变尖的意思是可以使返回舱的头部的流线型的程度加大一些，因为添加了尾翼(4)、尾裙(5)之后，对其头部气动制动力的要求可以得到大幅度的降低；此外使它适当变尖还会有其它的有益作用。其中在其头部添加的耐热耐烧蚀头锥，其头椎后面的空腔内可以安装一个或一组缓冲气囊，该头锥也可以是一个具有适当大小、形状、刚硬性的，抽成真空的薄壳容器(也可以不抽真空)。其优点是很简单、很轻、耐热性能和隔热性能特别好、容易达到碰撞变形耗能的性能或目的。
至于如何使其结构既简单、又具有更好的碰撞变形耗能性能，可参考轿车行业的变形耗能防撞措施，他们有很成熟的设计和检测经验。
综合地说，添加尾翼(4)、尾裙(5)及头锥后，能大幅度分担钟形返回舱的头部和其它部分的气动热负荷，而其自身又利于承受热负荷、发散热负荷、并有较好的隔热性能，采用它们之后，能有效地提高返回舱的返回安全性能。这里面涉及的内容和产生的好处及其应用用途，明显地还有很多，如这些结构均为轻、薄、简、廉等，这里不一一细述。
从结构上看，就如后面的叙述一样，本实施例或本发明的飞船对三舱式宇宙飞船的改进可以很大，很多；也可以很小、很不起眼，只是利用和现有火箭整流罩之内原本无用的闲置空间，简单地在返回舱尾部增加了尾翼(4)或尾裙(5)；如添加的尾裙(5)可以只是返回舱(1)的尾端向着侧面的一道小小的翻边。然而它们可能对返回舱的返回制动过程以及整个飞船的设计、制造及最终使用性能，产生极大的、极为有益的作用：
首先，它们在大气层中会产生额外的空气阻力，从而使返回舱(1)的空气阻力合力的作用点显著后移，从而使返回舱(1)在空气中飞行时，更加稳定，成为自稳定的飞行体，使得减少或取消返回舱(1)的飞船姿态控制的控制力度成为可能；返回舱有8台发动机，返回过程中穿越大气层会使飞船姿态不稳，同时为实现精确着陆，需要对飞船进行非常及时非常精确的姿态升力控制，否则，随时会产生极其有害的返回舱(1)的摇震、翻滚动作。事实上，据第二个太空旅客的叙述，返回舱返回过程中的摇震、晃动动作是很大很明显的。而且这些发动机采用的推进剂为四氧化二氮/二甲基肼等，属于剧毒化工品，其微量泄漏的问题很难解决。
其次，在大气层高速飞行时，尾翼(4)或尾裙(5)将产生很大的飞行阻力、很大的制动效用，而制动力、制动总能量的不足，是飞船采用三舱结构的根本原因。现在通过设置适当大小形状的尾翼(4)或尾裙(5)，可以根据需要，几乎是任意地、大幅度地增加返回舱(1)的制动力及制动总能量，当然这种增加，应该控制在科学、合理、精确计算、实验证实的范围里，至少是不能使宇航员受到的过载超过6G或其它的设定过载值。因此一个具有极大好处的可能性出现了：在安装足够有效的尾翼(4)或尾裙(5)的前提下，可以安全可靠地将宇宙飞船的返回舱的重量大大增加或者将它的三舱结构变形简化成两舱结构或单舱结构。
再次，添加设置的尾翼(4)或尾裙(5)能很大比率地分担返回舱外表面、特别是其大底的制动热负荷，降低返回舱因为制动热负荷太大，而产生的烧毁、热损伤或舱内热环境过于恶化等种种不利情况出现的危险性。因为返回舱外表面的制动热负荷产生于它与大气的摩擦阻力；归根结底是由它所具有的动能及势能转化而来，而返回舱的返回动能及势能是一定的，不会产生突然的变化。尾翼(4)或尾裙(5)大比率地分担返回舱外表面、特别是其大底的制动热负荷后，自然会有效降低返回舱外表面、特别是其大底的制动热量或制动温度。这同样会导致上面所提出的具有极大好处的可能性出现：可以安全可靠地将返回式宇宙飞船的返回舱的重量大大增加或者将它的三舱结构简化成两舱结构或单舱结构。
此外，尾翼(4)很容易设计和制造成可操控的活动尾翼，制造成方向舵及高低舵，这种活动尾翼或舵，可以像导弹的各种控制舵那样，做成轻量薄片状，既廉价，耐热性能又好；它可以对返回舱(1)的返回飞行像航天飞机一样进行操控飞行，当然由于这种舵的简易性、简单性，小型性，其对返回舱的操控性能，也会差一些，然而相对于现有的钟形返回舱的操控性能却是会有极大程度的提升。这实际上使返回舱具有了航天飞机的种种好处，而避免了航天飞机的种种不利，特别是避免了航天飞机机体的昂贵、重大、复杂、危险。
相对原有飞船或航天飞机的那些好处可以归纳为：
1、可在大气层的高层、低层或中层，自主能动地操控飞行路线。这将使飞船返回地面的路线形式大大增加，使这种路线形式摆脱现有阿波罗号飞船、联盟号飞船、包括神舟号飞船返回地面的路线形式的索缚；例如，可以将主要的制动发热过程即黑障过程控制在大气层的高层、并使黑障的程度减轻甚至于消失，使得飞船能够在与地面保持无线电联系的情况下，自主能动地操控飞行路线，从容穿越大气层，返回地面。
2、可以操控飞船进行相对而言幅度较大的的起伏、曲折、盘旋飞行，对飞船的飞行制动路程包括下降速度、方向路线、飞行路径，表面发热过程进行自主能动的操控分配，降低返回危险程度，减少对远望船队和其他地面测控力量的依赖，减少对测控精度和测控点的密度的严酷高要求。从而可以大大减少测控队伍，减少测控的时间长度和地域面积，减少测控及其他相关的工作量，甚至于可以把盘旋飞行的飞船的返回测控路程全部安排在我国国内或国内的某一地区、某一地点，使飞船返回舱的返回飞行的复杂程度向飞机或航天飞机降落的复杂程度靠拢，从而大幅度地降低飞船的发射运行的风险和成本。
3、操控飞船不是依靠间隙、短暂工作的、必须进行极为精确测控和操控的昂贵的姿态控制发动机及其操控体系，而是依靠能连续不间断操控的廉价的气动升力尾翼进行的；既简易廉价，又安全可靠。毫无疑问，这当然是极为有益的；且不说这个优点和本发明飞船的其它优点会对飞船的设计、制造、发射准备、发射、运行、返回、地面指挥、测控、后勤保障及其安全、经济性能带来极大的、突破性的简化、改善、提升------；仅仅是减轻设计、发射、测控、保障等系统的广大工作人员、指挥人员的心理负担、提高他们的成功信心，其巨大意义就不可低估。
4、该种采用可操控尾翼操控返回舱在空气中飞行方向的特性，还十分有利于发射飞船过程中的高空逃逸时的准确定点降落，使其及时得到救助。高空逃逸时，可能降落的地段为5000多公里长度的海域，其中只有三个定点救助点，怎样准确地飞落向救助点，是一个很大的难题。现在有了可操控尾翼来操控返回舱落向救助点，这应该是一件极大的好事情。
5、有利于制作多次往返的飞船，由于有了上述的种种优点：由于飞船的制动性能、操控性能能得到根本性的提升；由于飞船的多舱结构能在保持及提升性能的基础上大大简化、使飞船由相对较为零碎的离散结构向包容度大的整体结构发展，并且能大幅度地增加其体积、增加其有效负荷重量及总重量；这就为对这种飞船进行有目的的整合、包容、改进、为将这种飞船改进到可以类似于航天飞机那样，进行自主操控、多次在地面或空间之间往返的飞船，创造了最有利的前提条件。当然这种自主操控仅仅是简易的、有限的，多次往返的飞船并不要求是飞船的全部重量，只要求其最主要、最昂贵的部分得到重复的利用。
6、达到上述的极佳效果，所需要的成本极小极小。可以作一些保守的估算。
例如，作为小改进，设置一副尾翼、尾裙，可能只需要几十公斤金属材料，价值最多数万元，靠虑到几十公斤重量的发射费用，总费用约为200到500万元。而可能精简的部件、器材、劳务、服务费用可以达到几千万元以上，还不包括提高安全性、加快研发进度、回收重复利用等所带来的更大效益。
例如，作为中改进，返回舱的壳体表面积增加一倍、增加到45m²时，其体积可由9m³左右增加到25m³左右，增加体积175％以上。大约折算为每耗费40公斤壳体材料或4万元成本，会得到超过1m³左右的返回舱的有效空间；考虑到40公斤重量的发射费用大约是400万元，总费用约为410万元。而这种空间的价值，根据9亿元的发射成本计算，应该超过5000万元/m³。两者的比为1比12；这还没有计算其极为巨大的间接的好处。
又例如，在后面，我们会看到，作为大改进，不但会有上述中改进所述的1比12的好处，还会从精简或去消逃逸塔、推进舱、轨道舱、整流罩等大部件中得到更大的好处。不仅如此，通过加挂货舱，还可以使其具有比它重十倍的航天飞机还要巨大得多的货运能力。
我们还应该注意：本发明的往返飞船的性能价格比及安全性能本身已经是大大地好于三舱式飞船，比航天飞机就更加要好了。
如美国航天飞机自身的重量就达77至80吨、不管运送多少东西、人员，首先要把这么大的物体，送上天空和接回地面，特别是其体内含有体积巨大、形体不规整的主发动机、起落架、货舱等三舱式飞船所没有的巨大部件，其外表面积达到2000m²左右，其中包括机翼、尾翼、起落架舱、货舱等受力巨大、高温条件恶劣多变的薄弱部件，(其中的尾翼与本发明所述的较小面积的薄板状尾翼的耐高温性能和受力性能是不能相提并论的。此外返回舱的表面积只有航天飞机的2％左右，如神6返回舱的表面积只有20多m²)
一句话，本发明的往返飞船的载客载货性能直追航天飞机，并有大幅度超过它的潜力；而性能价格比及安全性能将比航天飞机好得很多很多。
为了进一步地提高本发明飞船的返回舱的返回安全性、减少其落地冲击力，消除其甩大底的必要性，可以采用阿波罗飞船的在海面或湖面溅落的方式，以本发明飞船的对飞行路线和落点的准确操控性、极小的落点散布性，以我国现有改革开放的形势，在大多数情况下，应该不会有大的不便。
总之，对返回舱如本发明那样添加尾翼，改动虽不大，其效用确会是突破性的、根本性的、历史性的，极为巨大的；这实际上属于对现有的三舱式宇宙飞船与航天飞机、导弹、降落伞之间进行了一种极为有效的创新整合；由于这种改进、创新、整合具有上述的种种优点好处、非常值得抓紧进行，深入发掘。
实际上，本发明的方案确实还具有很多可以深耕细作，发扬光大的地方。
如图1那样利用设置尾翼(4)及尾裙(5)，使它们的后端不超过返回舱(1)的尾部与轨道舱(3)的结合面的位置、或不超过轨道舱(3)的前面所处的位置；而且，尾翼(4)或尾裙(5)的最大直径不超过所在位置处的整流罩的内径；在本发明中只能称之为小改进。
在为返回舱(1)设置精心设计、具有必要的、良好的气动制动能力的尾翼的基础上，可以对三舱式飞船进行返回舱的外形、直径、高度等方面的小改进；也可以进行返回舱的加层、加粗等方面的中改进；还可以在保持飞船倒向发射、正向返回的基础上，对飞船的三舱结构和拖拉机方式的逃逸火箭型式进行大改进。
进行大改之后，将可以使该飞船获得许多航天飞机才具有的性能：其最关键的一点就是使飞船的关键的、主体的部分可以有限多次地重复使用；另一个关键点是可以将本发明的飞船作为“拖船”或“顶推船”，用作拖带独立载货舱的“两级或多级列车式宇宙飞船”。
附图3所示的实施例可看作是对飞船的中改进。
在附图3所示的实施例中的宇宙飞船中，返回舱(1)的尾部的侧面，设置了尾裙(5)。尾裙(5)的大小、形状应该根据具体的需要和结构上的可能性来精心设计；但是；不管怎么说，尾裙(5)的直径要明显地大于钟形返回舱(1)的尾部的直径；而且这两个直径的差值是可以设计得比较大一些的；例如在保持整流罩直径不变的条件下，可以将神舟号宇宙飞船的返回舱(1)的尾裙的最大直径设计为不超过3.3米左右，这样做法，将不会影响其在整流罩中的安装，因为，整流罩的最大直径为3.6米。注意，此3.3米的直径，比返回舱(1)在此处的直径(约2.3米至1.5米左右)大得多，规整得多；这两者之间包含的夹层空间决不是一个可以忽略不计的小体积。
在附图3所示的实施例中的宇宙飞船中，就对这相当大的体积进行了积极的利用；其特征在于：
a.返回舱(1)尾部的侧壁向外扩展，与在它上面设置的采用具有抗烧蚀面层的耐热金属制作的尾裙(5)合二为一，从而使该返回舱(1)的形状变成为具有相对而言更大容积的圆柱形或近似于圆柱形的结构形式；
b.可以将返回舱(1)的高度沿轴线适当地加大，在加高的返回舱(1)的高度中间部位，设置具有人体进出口(10)的隔板或地板(9)，使其成为无楼梯的两层楼结构或多层楼结构；
c.可以将该返回舱(1)的头部大底(6)或者是将其添加的头锥的部分或全部外壳做成金属薄板质地的变形耗能部件(7)；或在大底(6)之前面所添加的头锥的壳体后面的空腔中，安装用作变形耗能的气囊(8)，或者将这两者结合起来。
这样做法，非常简单实用，这种两层楼结构，使本发明所述的宇宙飞船的性能又向接近庞大的航天飞机的性能迈进了一大步，航天飞机的驾驶舱就是两层楼结构，很便于宇航员的休息和工作。
如果单纯从运载宇航员的运载飞船的角度考虑，可以在二层楼上也设置坐位，如附图3中用虚线所表示的座位那样，使该飞船的载人数量达到6至7人以上；如果，进一步增加该返回舱的直径、高度及楼层数，甚至可以将它的载人数量增加到十多人、二十人左右。这对于开展宇航旅游及其他宇航事业无疑是一条多快好省的路子。当然，返回舱加大、加重了，运载火箭的运能也必须相应地予以增加。
附图4及5所示的实施例可看作是对飞船的大改进。
图4.a所示的实施例中的具有尾翼(4)、尾裙(5)的返回舱的飞船的一个主要特征是去消位于在火箭飞船组合体最上端或在是轨道舱后端的逃逸火箭，而将其整编、变形为筒形装置(11)，安装到返回舱的尾翼(4)、尾裙(5)所在的部位去。
图4.a所示的实施例中的具有尾翼(4)、尾裙(5)的返回舱的飞船的另一个主要特征是去消位于在火箭飞船组合体的返回舱(1)的下面的推进舱(2)，而将其整编、变形为筒形装置(11)，安装到返回舱的尾翼(4)、尾裙(5)所在的部位去。
图4.a是纵剖面示意图，图4.b是它的俯视示意图。
在图4.b中，有四个筒形装置(11)，其中，两个用于安装变轨推进火箭，两个用于安装逃逸火箭，它们分别两两相对称安装。
综合地说，这两个实施例的特征在于：
a.在返回舱(1)尾部的侧壁上设置有固定尾翼或可操控的活动尾翼(4)或尾裙(5)，或它们的组合；
b.去消位于在火箭飞船组合体最上端或在轨道舱上端的逃逸火箭，在尾翼或尾裙的外端对称地设置一对或几对逃逸火箭；或者去消位于火箭飞船组合体的返回舱(1)的下面的推进舱(2)，并将其中的转轨、调轨火箭体系特别地设计制作成空心环筒形装置(11)、或设计成相同或大体相同的一对或几对筒形装置(11)，依靠固定尾翼或直接地活动连接在返回舱(1)或尾裙(5)的周围或两侧；或者同时实施这两种结构改变。
c.在原先安装推进舱(2)的位置处可以安装下置式货舱或具有筒体壁的舱形货物，在原先安装逃逸塔的位置处可以安装上置式货舱或具有筒体壁的舱形货物，
说明：
1.进行上述形式的改进后，逃逸火箭可以不在发射120秒时，与飞船脱离，而将其用作第三级火箭、或用于辅助变轨、或用于退出轨道时的制动推进，以节省推进舱的燃料，从而可以延长飞船在轨寿命。
逃逸火箭的设置使飞船发射的航天员安全性指标达到0.997；而长征-2F火箭的发射可靠性为97％，这有效地地提升了载人飞船航天员的发射安全性。但是其付出的代价也是极大的。首先，其结构和控制程序复杂，它的重量达好几千公斤、包括喷管的体形达8米×Φ1.5米以上，自身价格达数千万元，占用了许多宝贵的火箭承载资源。其次，其形体下部正压在载人飞船的整流罩的上方，发生事故启用该逃逸火箭后，几秒钟之后，它还必须立即脱离飞船，以便解放整流罩及安装在其中的返回舱、轨道舱、推进舱，使得返回舱能够进一步与其它两个舱体分离，开伞降落。而且，即使发射正常，逃逸火箭也必须在120秒时，点火发动，脱离飞船与火箭。这两个过程，绝对容不得出半点差错，要求有接近100％的可靠性。从火箭发射出现事故，进行紧急补救方面来讲，采用逃逸火箭，确实起到很大作用。但是在火箭正常发射时，采用逃逸火箭，却是降低了火箭的发射成功率。为了提高飞船发射的可靠性，化费极为巨大的代价给其安装了极为昂贵的逃逸火箭，却换来了，两个事关全局，命垂一线，不容出现丝毫差错的关键性的分离时机，这实在是很大很大的矛盾。
现在将逃逸火箭安装在返回舱尾部侧面或它的尾翼上，实在是一个很好的改进：
首先，它的发动机喷管不用拐弯，结构会简化、重量会减轻、价格会降低。
其次，逃逸火箭不再正压在整流罩之上，一定程度上解脱了与整流罩及整个飞船的极其紧密、极其危险的联锁关系。这种解锁，对飞船的安全可靠性大有好处，例如逃逸火箭处在飞船侧面，即使逃逸火箭没有脱离飞船，返回舱也有办法带着逃逸火箭，开伞降落。
再次，逃逸火箭不在发射后120秒时点火脱离火箭和飞船；还可以省掉附着在整流罩上的4个高空逃逸发动机和两个高空分离发动机。
此外，在发射正常的情况下，逃逸火箭可以不在发射后120秒时点火脱离火箭和飞船；可以将该逃逸火箭转化为用于飞船转轨的发动机，使其起到第三级火箭的作用或起到辅助的转轨发动机的作用，至少起到增加推进舱转轨、制动发动机的燃料储备、增长飞船在轨机动时间或在轨寿命的作用。注意：无论逃逸火箭采用固体燃料还是采用液体燃料，只要逃逸火箭的自身重量设计得比较轻，都可以发挥这种作用。从减少火箭燃料种类的角度看，以采用同转轨发动机一样的液体燃料为好；这样做法，只要加大转轨发动机的推力到足够程度或者另外增加一些发动机喷口，就可以使转轨发动机的储备燃料，一物两用：发射正常时，用作转轨、姿态控制、制动。发射发生危险时，用作飞船的逃逸。正好，这两种火箭发动机的燃料储备的总能量，相差不是太多，完全可以做到一物两用。
2.去消位于火箭飞船组合体的返回舱(1)的下面的推进舱(2)，将其中的设备装置，整改变形搬移到返回舱(1)的内部或外部去。其中的转轨、调轨主发动机体系可以特别地设计制作成空心环筒形、或设计成相同或大体相同的两个筒形装置(11)，依靠固定尾翼或直接地活动连接在返回舱(1)或尾裙(5)的周围或两侧。这实际上是将返回舱(1)与推进舱(2)的连接由串联结构改变为并联结构。在这种改变中，原先推进舱中的除发动机系统之外的部件或物品可以分流装入扩大后的返回舱(1)之中去；这在重复回收利用飞船时，对提高飞船的重复利用系数也大有好处。但是应注意，调整飞船姿态的一系列小发动机，应该跟随推进火箭发动机，可以将它们设置在筒形装置(11)的上端等处，使各个喷口面向需要面向的方向。
也可以同时实施这两种结构改变，将逃逸塔及推进舱(2)两者都搬移到返回舱(1)的侧面的尾翼部位去。但是必须注意，应将逃逸发动机系统和推进发动机系统进行很好的设计，将他们分别分割并组合成相同或大体相同的筒状流线型单元体，对称地配置在返回舱(1)的侧面周围；其特例是将它们组合整形做成整体的环状体，进行配置。活动连接，是指通过爆炸螺栓等可以进行受控制分离的连接件进行连接。
返回舱(1)与推进舱(2)的连接由串联结构改变为并联结构的优点首先在于，减少返回舱(1)返回地面时必须抛弃的物体，因为增加尾翼尾裙之后，返回舱(1)的制动能力已经可以自主地大幅度地增加，因而其重量及体积均可以得到增加。这样做，将会更充分地发挥这些尾翼尾裙的潜在性能。
其次在于，增加尾翼尾裙之后，如前所述，返回舱(1)便于做成可多次重复利用的返回舱，既然要重复利用，其重复利用的比率或价值比率当然是越高越好。
再次在于，推进舱(2)与返回舱(1)之间的管线连接，可以变短变少，可以隐藏在尾翼或在尾翼上设置的夹层中，这使返回舱(1)及配置在其侧面的逃逸塔及推进舱(2)的变形体可以不用整流罩进行屏蔽，可以减少、简化整流罩的面积与结构。
次外，将推进舱(2)及逃逸塔搬离飞船的后端或前端之后，空出的中轴线的位置上可以用来设置前置轨道舱或后置轨道舱或货舱或具有筒体壁的舱形货物，特别是在配置大推力运载火箭之后，可以做得很大很重，在火箭承载能力的范围里，没有限制。
这实际上就是客货混装的列车式宇宙飞船，这其中，宇宙飞船充当了拖车或拖船的作用、或者是顶推拖船的作用。
这种列车式宇宙飞船比美国的航天飞机实用灵活得多：因为该列车式宇宙飞船中的“拖船部分”最多只有8吨左右，只相当于美国的航天飞机的十分之一。采用与航天飞机同等条件的运载火箭，列车式宇宙飞船的有效货运载荷可以达到100吨，比航天飞机的有效货运载荷增加将近70吨。
试想：100吨的大货物，并且几乎不受货舱体积的限制，这是多么大的突破！这简直可以轻松解决来往月球的宇宙飞船问题了；就是能运载15吨或20吨重的单体大货物也是很好的，这对采用现有长2-F火箭或其变形火箭解决空间站的建设问题、对发射大型地球卫星、对一箭多星的发射多会有极大的帮助。100吨重的舱形大货物，差不多，能将相当大的一个空间站的主体部分，至少是许多部件的大组合体，全部都包容进去，安装到位，一下子运到天上，这是多么地省事、多么地快捷、多么地安全可靠，它会使宇航员空间作业的工程量减少到最少程度。还会提高空间站的装配质量；因为在地面装配，可使用强力机械、工具进行操作，可使用焊接、铆接等空间中难以使用的装配工艺。这将是空间站建设的一个奇迹。有了它，我们就可以以高得多的质量、快得多的速度，建设大得多的空间站了。
再试想，这种飞船的成本是那样低，安全性是那样高，对高科技特别是高科技的地空精密测控的依赖性是那样小，其相对于航天飞机及三舱式宇宙飞船的优势也就非常明显、非常突出了。
当然、高科技、地空精密测控还是很重要、很宝贵的，需要花大力气，大力发展，但是这里论述的是安全和成本问题，这是两回事情。毕竟不能把精力长期地、全部地、过多地化费在地空精密测控之上，我们与航天大国的差距是全方位、总体上的，我们负责设计、工程制造、发射保障的广大干部群众应该也必须转移或解放部分的精力，用于发展宇宙飞船和运载火箭乃至空间站的总体的、综合的性能，才能使航天事业发展得更加多快好省。事实上，美俄等航天大国在载人航天事业上也是走的一条由简到繁、又由繁到简的道路，当然我们要走出中国的特色出来，这更是必须要开扩我们的视野，扩大我们的研究范围。
本发明上面所述的舱体并联式的宇宙飞船的总体结构还可以进一步简化、减轻。现在要对整流罩进行简化；其特征在于：
a.在对各舱室的有关外部部件(包括各种管、线)进行精简、整形、加固的基础上，取消整体式整流罩；
b.代之以局部整流罩或对各太阳能电池阵列的最外一块电池板进行加固、加设流线型外形和密封锁定及开锁结构，使它们具有局部的整流罩的功能。
说明：对于本发明上面所述的舱体并联式的宇宙飞船的太阳能电池帆板，可以全部集中，设置在轨道舱的两侧，也可设置在返回舱的侧面，因为，返回舱加大、加层之后，轨道舱的功能在许多情况之下，不再是不可缺少的了；很多情况之下，有了大体积的返回舱就够了，可以取消轨道舱。而大体积的返回舱的重量会比原来得两个舱的总重量会轻的多，并且便宜得多。
在上面所述的各个实施例中，不改变返回舱主体外壳的形状、大小，仅仅是给其装上尾翼尾裙，可以看作是小改。在给其装上尾翼尾裙的同时，改变返回舱主体外壳的形状、大小，如利用尾裙部分，扩大该段返回舱的直径的方案、在该方案基础上进一步增加返回舱总高度的方案及进一步将返回舱改为二层楼或多层楼结构的方案等等，可以看作是中改。其他的涉及到将推进舱、逃逸塔变型，与返回舱组成并联结构的方案，及进一步加设下置式货舱、上置式货舱或具有筒体壁的舱形货物的列车式载货宇宙飞船的方案，可以看作是大改。从以上叙述可知，不要说是中改或大改的诸多方案了，即使是小改的方案也是好处很多，很大，具有突破性的意义。另一方面，即使是大改的方案，由于作为基础的各个舱室或各大部件、飞船的控制软件和控制硬件、技术路线与原飞船的相应物件并没有根本性的区别或者是在原来的基础上改进发展起来的，其制造与使用均可使用原有的或类似的工艺、操控设备、操控方法、操控路线。其制作成本将与原来的宇宙飞船差不多或略有降低；其性能价格比将比原来宇宙飞船有巨大幅度的提升。
本发明的宇宙飞船不但是产品的技术经济性能突破明显，而且在使用方法上，与原有的钟形返回舱的使用方法也可以有极大的不同：
根据上面所述的具有带尾翼返回舱(1)的返回式宇宙飞船的返回方法，其返回方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的返回方法相近，其特征在于：
a.飞船推进舱发动机点火制动、推进舱脱离返回舱(1)、返回舱(1)在120公里左右的高度进入大气层后，利用可操控的活动尾翼(4)在其力所能及的范围里、同时在航天员易于承受的超重力的范围里操纵返回舱(1)，沿预先设定的飞行路线向地面飞行；
b.与现有返回舱的返回过程中受到少许升力的近似抛物线的飞行路线不同，在活动尾翼(4)的操控下，返回舱(1)在返回大气层后，采取的飞行路线为水平平缓度较大的下降路线、或平飞路线、或起伏路线、或盘旋路线、或任意曲折路线、或这些路线的复合路线；
c.活动尾翼(4)采用地面遥控、或计算机程序控制、或手动控制、或三种方法混合控制的方法进行操控；如可采用高速时机控、低速时手控的方法进行尾翼(4)的操控；
d.在速度降低到1000米/秒左右时，不管高度有多高，可以抛大底；
e.降落伞绳的根部或着力点可安排在返回舱(1)的尾端或侧面重心附近；
f.可以有意识地在水深较深的水面带伞溅落，并在落下瞬间之前后割伞。
说明：
活动尾翼(4)可采取薄板状的尾翼、其平面可与返回舱的中轴线平行或垂直(也可带有一定的角度)，其操控方式可以参照各种导弹方向舵片的操控方式，其操控动力可采用宇宙飞船所必需携带的压缩气体，反正启动操控活动尾翼(4)之后，最多半个小时，飞船就一定会回到地面，这些气体多留也没有多大的作用。如此的活动尾翼系统的重量会很轻，价格会很低，也容易实现自动化或手控操控。这种对返回舱飞行路线的操控性将会小于飞机或航天飞机，但是会比光秃秃的钟形返回舱好得很多；即使返回舱采用8个采用有毒燃料的调姿发动机后，效果也不会有气动舵面操控的效果好而持久。
由于加装了活动尾翼(4)，返回舱(1)在返回大气层后，采取的飞行路线可以为水平平缓度较大的下降路线、或平飞路线、或起伏路线、或盘旋路线、或任意曲折路线、或这些路线的复合路线。这意味着返回舱(1)返回地面时，可采取盘旋飞行、最后伞降的方法。活动尾翼(4)的功能还包括，校正进入大气层中的返回舱的左右侧倾位置，使其保持中正。
这使返回舱(1)的返回过程可以大大简化，可以在途径中国时的任何时刻、任何地点由地面或宇航员自身发出信号，启动返回程序。返回地面的全部或部分过程中，地面或宇航员自身还可以随时改变飞行路线。这可以使启动返回的投影位置点定在降落地点的前、后、左、右、中的任何位置。
这就可能大大减少地面的指挥、操控、后勤服务的人员、设备的编制的总数量，大大减少兴师动众的程度，可以减少甚至取消“远望”船队的出动。如此也会使载人飞船的发射时间的限制由秋冬季扩展到一年四季的任何时间。这会大大降低我国发射载人飞船的成本，大大加速我国宇航事业的发展速度，使我国的宇航事业得到更加多快好省的长足发展。
由于本发明的飞船返回舱的气动阻力的很大一部分分配给了尾翼部件，还由于该返回舱的头部大底可以做尖，减少其气动阻力，因而，进入大气层后，大底贴合在返回舱头部的紧压力将会大大减少或消失，因而，抛大底的阻力或困难会变小，这有利于随时进行抛大底。速度降低到1000米/秒左右时，产生的气动热量已不会进一步提高返回舱头部的温度，相反会对它进行冷却，因此可以提前抛大底。当然也可以如前所述，取消抛大底，取消大底部件。
为了进一步降低落地冲击力，可以如前所述，做成变形耗能大底，或变形耗能头锥，还可以采用水面溅落方式或水面滑降方式。
飞船返回舱的尾部直径如上面所述的那样，扩大之后，降落伞舱、备降伞舱、及它们的伞舱盖，均可以移向返回舱的后端面上，位于舱门的侧边。其中，降落伞也可以设在返回舱的侧面上方，使其在降落时能保持水平状态，这适用于水面降落。
由于飞船返回舱加置精心设计的尾翼尾裙之后，特别是在加装类似微型降落伞的尾翼尾裙之后，其气动制动力会大幅度地上升，在通过热障区，到达打开降落伞的时候，其气动平衡的降落速度会由现在的180米/秒左右降低到一个较其为小的平衡速度，例如降低到100米/秒；这样会使降落伞打开时受到的冲击力大大减小，使得有可能使用相对更小面积的降落伞，或者能够使用无特制开缝或开缝较少的、较为廉价而小型的降落伞。(开缝的降落伞为环帆伞或开缝织物伞)
同样是根据上面所述的具有带尾翼返回舱(1)的返回式宇宙飞船的发射飞行方法，其方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的发射飞行方法相近，其特征在于：
a.将逃逸火箭通过尾翼或尾裙设置在返回舱(1)的侧面，或直接设置在返回舱(1)的侧面；
b.将逃逸火箭的点火时机的范围扩大到返回舱制动变轨开始返回地球的时候，使其能发挥更多的作用：包括在火箭发射前900秒至飞船入轨之时用作在整个火箭发射过程中间的飞船的逃逸动力、或在飞船变轨时用作飞船的变轨动力、或在飞船离轨返回大气层时，用作飞船的制动动力。
本发明所述那样的推进舱或变轨火箭，与返回舱并联的返回式宇宙飞船的返回飞行方法，还可以作进一步改进。
其返回方法与现有的三舱式或两舱式飞船的返回舱的返回方法相近，其特征在于：
a.将其中的转轨、调轨、制动火箭体系特别地设计制作成空心环筒形装置(11)、或设计成相同或大体相同的双筒形装置(11)，依靠固定尾翼或尾裙、或直接地活动连接在返回舱(1)的周围或两侧；
b.空心环筒形装置(11)或相同或大体相同的两个筒形装置(11)与返回舱(1)的脱离时机选在其进入大气层之后的适当时间。
说明：
对于现在的神舟号飞船来说，如进入大气层之后，除非加设额外的大推力分离火箭，是很难使推进舱与返回舱(1)进行分离的，因为高速气流的阻力会将推进舱压紧在返回舱之上。而将返回舱有控制地送入大气层之后，再分离推进舱，有利于返回舱的活动尾翼或固定尾翼，立即产生对于飞行的操控升力或稳定升力，使之不会在进入大气层之前的一瞬间，发生飞行的失控或失稳。
本发明所述的带尾翼的返回舱及由它为核心的宇宙飞船的结构简单、原理简明、而可以取得的效果却十分巨大；其添加设置的尾翼、尾裙可以做得小、薄、轻、廉，其产生的效果却可以很大很大，而且还为返回舱、宇宙飞船、运载火箭的进一步简化、改进、完善提供了坚实而良好的基础。它属于对宇宙飞船和航天飞机进行的有效而高效的整合，其性能和潜力的提高极为明显、极为巨大，它能以航天飞机十分之一的重量、十分之一的造价，完成与航天飞机差不多类似的任务，其中在某些方面，如在载人载货的灵活性方面，在可载运货物的重量限制、体积限制方面，甚至大大超过航天飞机。例如航天飞机经过几十年的改进，也只是从起初的载重量十几吨，提高到后来的29.5吨，除非设计更大的航天飞机，再要加重、加大载运能力，已是很少可能性了；然而，本发明所述的列车式宇宙飞船采用与航天飞机相同条件的运载火箭就能够发射100吨重的超大型物件。此外，它的发射和返回的安全性能、经济性能也极大幅度地超过了航天飞机。
本发明所述的宇宙飞船与三舱式宇宙飞船进行性能对比，情况与之类似，在此不予详述。
本发明所述的带尾翼的返回舱及由它为核心的宇宙飞船可以对三舱式宇宙飞船的结构进行小改、中改、大改，其中每一种改进多具有丰富而深刻的内容。
其中的小改进，对运载火箭及飞船的基本结构及部件外形均无需改动，可以直接利用现有神舟飞船及其运载火箭体系，实施该方案，它仅是利用整流罩之内的闲置空间、在返回舱上安装简单的尾翼、尾裙部件，就能明显有效地提高其返回大气层后的飞行稳定性、飞行安全性、各个方向上的气动升力能力及其返回承载能力；并且还能有很大的潜能，使其能够大幅度地设计提高返回舱的承载能力，为本发明的宇宙飞船进行中改和大改创造必要的条件。
其中的中改进可以大大增加返回舱的有效容积，甚至可以将它设计制作成两层楼(或多层楼)结构，使其总体积由大约9m³猛增到25m³以上、例如可以达到50m³；从而使运载宇航员或太空游客的人数从3人增加到6至8人、甚至增加到15人以上；而整个宇宙飞船的重量仍然可以不超过10至15吨。就是说，可以使该飞船的总重量与总载客人数的比值由3(吨/人)降低到1(吨/人)。
而神6宇宙飞船运载火箭的承载载荷的能力为9吨多，稍作改进后，可以达到11吨以上。这就是说，通过中改进，我们可以将神6宇宙飞船的短时载客能力提高到6至11人以上，也就意味着，届时，可以一下子将6至11个宇航员或旅客送上或接下空间站。
当然，我们也可以少载一些人，多载一些科研设备，还可以挖掘潜力，增加运载火箭的运能；在增加了运能以后，完全可以根据实际需要，对运载内容、运载任务进行灵活处理。请注意，双层结构的返回舱，与返回舱、轨道舱进行串联的效果是很不同的，前者的层与层之间不需要设置复杂而至关重要的气密门，甚至不需要设置舱门，只需要开一个较大的人孔(10)就可以了。还请注意，一个舱比两个舱要简单、可靠的多，其操作要简便的多、安全的多，其重量要轻得多，价格要低廉得多。至于，实在是有设置轨道舱的需要时，在返回舱的上面或下面还是都可以设置轨道舱的，其中可以设置下置式轨道舱，这属于本发明宇宙飞船的一个优点，在逃逸时，可以一开始就甩掉该轨道舱，这可以有效减少逃逸火箭的推力大小。轨道舱与货舱的区别其实并不明显，轨道舱实际上相当于一个用于留轨运行的货舱。
其中的大改进，除了可以因为加装尾翼、尾裙的原故，而如中改进那样大大增加返回舱的有效容积，增加其运能外，还可以将推进舱和逃逸火箭由飞船的中轴线的两端变形移动到返回舱的尾部的侧面位置，使整个飞船与运载火箭的结构大大简化、安全性和性价比大大提高；更可以如附图5那样，以列车式宇宙飞船的形式拖运连航天飞机也无能为力的超大超重物件，为建设大型空间站、实施载人登陆月球飞行、开展上规模的宇航旅游创造客货运载条件。在附图5及附图4中，对筒形的推进火箭装置(11)有两个标号；另一个标号是(2)，这说明该推进火箭装置(11)是由推进舱改进、简化、移位而来的。还应注意，如前所述，在一定程度上说，逃逸火箭也可合并到筒形推进火箭装置(11)中去。(在附图5中，为了防止推进火箭高温气体，冲坏货舱，可在高温气流所对的方向上，涂耐烧蚀涂料，或采取斜置喷管等其它措施。)
以上小、中、大改进，均有助于使返回舱部分地具有或超过航天飞机的某些关键性能，如在空气中飞行的自稳定功能、通过气动升力翼片来操控飞行方向的功能、重复使用的功能、大量载货载人的功能等等，从而使本发明所述的返回舱或载人飞船的性能向航天飞机的性能靠拢，取得突破性的性能提升。
以上这些改进，均可立足于现有神舟宇宙飞船及其运载火箭及地面指挥、测控、后勤保障系统的有关条件，可以用很少的代价、很短的时间，很可靠的方式建造出达到世界先进水平的中国式的高性能、低造价的载人、载货宇宙飞船体系出来。
本发明的宇宙飞船在进一步作针对性、精干化的特别设计后，可以用作空间站紧急返回地面的救生飞船，可以用作空间站与其它宇航飞行体之间的客、货交通运载工具，也可以用作亚轨道宇宙飞船的载人主体。
综上所述，本发明的宇宙飞船也可以称之为带尾翼返回舱伞降式模块组合的简易航天飞机。
不仅如此，本发明的核心——带尾翼返回舱，还具有极大的学术价值、军用价值。
在上述文章里，我们尽量将返回舱设计得更大，现在，要反其道而行之，将其设计得尽量小而结实，利用它所具有的可在大气层中凭借翼片装置的气动力来改变飞行方向的特征，来作为突破反导弹系统的重返大气层突防导弹，该导弹具有运载火箭、返回舱或弹头(1)、该返回舱或弹头(1)的尾端设置有包括可操控的活动尾翼的尾翼(4)、尾裙(5)，也可设置前翼，该种方法的特征在于：
a.将返回舱(1)及其尾翼(4)、尾裙(5)、前翼按照高速导弹弹头的要求，进行缩小、流线型化，并给其装上常规弹头或核弹头；
b.该返回舱(1)或军用弹头上仍然安装有小动量姿态控制发动机系统；
c.利用小动量姿态控制发动机系统操控该返回舱(1)或军用弹头在大气层外的飞行；利用活动尾翼(4)操控该返回舱(1)或军用弹头在返回大气层后的飞行；在大气层边缘则可以同时采用两种操控方法，采取的飞行路线为水平平缓度较大的下降路线、或平飞路线、或起伏路线、或盘旋路线、或任意曲折路线、或这些路线的复合路线；
d.这些飞行路线为随机制定、各不相同，但又是由计算机程序精密地设定与操控、并尽量精确地导向规定的落地地点；
e.该返回舱(1)或军用弹头的形状及表面涂层可按照雷达隐形及光学隐形的要求设计。
说明：将返回舱改为重返大气层弹头，对制导程序、对测控精度都有特殊而精准的要求，最好有GPS全球定位系统作为测控基准；还需要对尾翼翼片的升力操控性能有准确的掌控，使得它的操控力大而稳定，同时阻力又要较小。这都需要对尾翼和其主体的气动力理论学说进行更深入的探讨、研究、试验。
这种突防弹头的优点在于：隐形、简单、廉价、轻巧、易于制造、易于制导；进入大气层后，其对于飞行方向操控的力度比小动量姿态控制发动机系统操控的力度大得非常多、延续时间长、无间断、不需要太多的机械操控能源储备。例如可以用一只轻巧廉价的压缩空气罐作为其活动翼片的操控能源。如此，便可以赋予该弹头高空、高速、高机动性、超长机动路线的突防能力，使反导弹系统无能为力。(参阅于牧野在2005-12-2《扬子晚报》上发表的文章《俄新型导弹不按抛物线运行美国无法拦截》)
由于它的简单、廉价、轻巧、易于制造，这使得它适宜用于制作多弹头导弹。
将来，还可以在其表面贴上耐高温的高效反光层，使得将来可能出现的反导弹激光武器对它也无计可施。