载人航天应急救生的目的在于保证航天员的安全度 (在某次载人航天活动全过程中保障航天员不发生伤亡事故的概率)。载人航天活动的全过程可以分为待发射段、发射段、轨道运行段、返回段和着陆段5个阶段。
返回型载人航天器在发射段和返回段出现致命性故障的概率较大，并且一般都是紧急故障，必须及时采取措施方能保证航天员的安全。而轨道运行段出现致命性故障的概率较小，并且一般的紧急程度较低，可以采取提前返回等办法对航天员实施救生。实际上，载人航天是根据任务情况和危险程度结合载人航天器的特点分段解决救生问题的，载人航天应急救生设计应从各飞行阶段的危险分析入手，结合载人航天器的特点，在尽量利用航天器正常工作时的硬件前提下，设置少量救生专用的硬件，使得以最小的质量、体积和航天器复杂性，达到对航天员的安全度要求。
载人航天是一项高技术、高风险的活动。载人航天应急救生对于载人航天活动的意义是非常重大的，截至2003年5月1日，世界上共有941人次进行了240次载人航天飞行 (不包括不载人飞船、货运飞船及空间站和组件的发射)，其中发射失败共3次，返回失败共3次，在载人航天器飞行过程中遇难的航天员共有18人。
1986年1月28日上午11时38分，美国“挑战者号”航天飞机在肯尼迪航天中心发射升空，发射后59 s，从外部燃料箱右侧的固体火箭助推器下部，冒出一股烟雾，73 s后航天飞机爆炸失事，机毁人亡，7名航天员全部遇难，成为一次灾难性事故。航天飞机在发射段并没有设计特殊的救生手段。
1975年4月5日，苏联“联盟18A”飞船发射时，火箭末级发动机点火不久，姿态控制与制导系统出现故障，火箭俯仰方向偏转10°，地面指挥控制中心及时发出了飞船应急返回指令，借助设计的应急救生程序，船箭应急分离，航天员随飞船安全着陆。此次严重故障情况下，航天员能够安全返回地面正是得益于应急救生的设计。
左起：水星飞船、联盟号飞船、阿波罗飞船的逃逸塔
发射段大气层内救生轨道设计不同的载人飞船发射段大气层内救生轨道设计是不同的。本文以“阿波罗”飞船和“神舟”载人飞船为例介绍发射段救生方案及救生轨道设计。
“阿波罗”飞船的救生轨道设计
“阿波罗”飞船的逃逸系统类型与“水星号”飞船的相似，同属逃逸塔型。它们仅在复杂程度上有所差别。“阿波罗”飞船的逃逸系统是半自动的，这一系统能发现缓慢地导致整个飞行计划失败的故障，并在显示板上把这种故障显示出来，使航天员可以做出应急处理的决定。当逃逸系统发现有很快会引起运载火箭断裂的故障时，系统还能自动进行应急处理。“阿波罗”飞船逃逸系统的任务是，当“土星5号”与“阿波罗”飞船竖在发射台上至二级成功点火期间发生故障时，使航天员脱离危险区，并提供必要的着陆条件。
“阿波罗”飞船逃逸系统与指挥舱共同组成逃逸飞行器。逃逸系统保证在第二级点火之前一直具有逃逸能力，在该处动压已低到可以利用服务舱的发动机进行应急返回。为了尽量减小对运载能力的影响，一旦服务舱可以提供应急返回的能力，逃逸塔立即被抛掉。启动逃逸系统的工作信号由故障检测系统 (包括箭上和地面的) 发出。运载火箭的故障检测系统监视着火箭的各种参数是否超过临界值，并将故障情况显示给航天员，向航天员指出采取应急措施的必要性。
在火箭起飞30 s以后发生逃逸时，故障检测系统使运载火箭发动机关闭。在火箭起飞30 s之内发生逃逸时，出于发射场安全考虑，禁止运载火箭关机。当进行“阿波罗”飞船逃逸系统研制时，运用了一个非常重要的指导思想，即当时间比较充分的时候，由航天员决定逃逸系统工作比自动系统决定逃逸系统工作有利。因为自动逃逸系统可靠性无论设计得如何好，总代替不了航天员的逻辑思维、判断和分析能力。然而运载火箭的某些故障情况使航天员没有足够的时间进行判断并做出反应，在这种情况下由系统自动启动逃逸。
逃逸系统由鼻锥，鸭式翼装置，逃逸、分离、俯仰发动机，结构短裙，塔架，塔与指挥舱分离装置，助推保护罩，前热防护罩分离和连接装置，程控装置等组成。逃逸系统和指挥舱共同组成逃逸飞行器。根据不同工作区域的特点，“阿波罗”飞船的发射段大气层内逃逸轨道可分为4种情况，即发射台逃逸、跨声速逃逸、最大动压逃逸和高空逃逸。
阿波罗飞船的逃逸塔
当发射台逃逸时，逃逸距离与时间历程及落点要满足安全距离和伞系统的耐热要求，同时，最低高度和动压也要满足开伞要求。在跨声速逃逸时，逃逸飞行器分离后，在指挥舱和服务舱之间的气流形成了负压区，这个负压区增加了逃逸飞行器分离的阻力，这种影响直到两个分离体之间的距离大约为3.66 m (大约等于指挥舱直径) 时，才有缓解。这种情况确定了逃逸飞行器的最小推重比。
最大动压逃逸时，逃逸发动机的喷流对指挥舱锥面造成的冲刷最为严重。在这种情况下，从姿态发散的运载火箭上逃逸时，膨胀的喷流、高动压及攻角变化的联合作用对指挥舱产生了严重的载荷条件。为了减少在这种情况下逃逸时所付出的结构质量代价，选择合适的逃逸初始攻角、姿态角速率和逃逸飞行器的稳定裕度是非常必要的。在21 km高度以下，气动稳定性可以防止逃逸飞行器翻滚。
在更高空，气动稳定性便不起作用了。逃逸发动机推力矢量线相对于逃逸飞行器质心的偏差和飞行器的初始角运动便造成逃逸飞行器的翻滚。当接近21 km高度逃逸时，较大的推力矢量和质心之间的偏差可引起逃逸飞行器的翻滚。由于动压较低，产生的加速度没有超过航天员的生理极限，但是产生了一个可观的喷流载荷作用在指挥舱上。在更高的高度上，逃逸发动机喷流充分膨胀，但即使将指挥舱包围起来，也不会产生严重的载荷条件。在逃逸系统正常分离之前，逃逸飞行器将经历几分钟的大气层外弹道式飞行，在这段时间的主要问题是保持正确的姿态和角速度，避免在再入时产生的过载超过航天员的生理极限。
逃逸系统不应对火箭和气动性能构成不良影响，以至于影响运载能力。逃逸塔和助推保护罩在运载火箭第二级点火后即被抛掉。抛塔过程中，必须保证逃逸塔不会碰到运载火箭。通常用逃逸系统的分离发动机抛塔，而逃逸发动机则作为备份。无论哪种分离方式，都必须在足够长的时间内保证助推保护罩的完整性，防止其破坏后产生的碎片撞击飞船和火箭。
逃逸发动机逃逸时产生的过载 (含角运动产生的过载) 是助推保护罩的设计条件之一。中止飞行程序可以分成3个高度范围：低高度 (21 km以下和发射台逃逸)、中高度 (飞行高度21~30.5 km) 和高高度 (飞行高度30.5 km到飞船和运载火箭分离)。对于这种高度，在逃逸开始几秒的动作顺序都是一样的，具体程序如下：(1) 逃逸系统被故障检测系统或航天员启动。(2) 火箭发动机关闭 (仅适用于运载火箭起飞30 s以后)。(3) 指挥舱与服务舱分离。(4) 逃逸和俯仰控制发动机点火，反作用控制系统推进剂喷射(仅用于运载火箭升空42 s之前)。(5) 逃逸系统启动后11 s时鸭式翼展开。
鸭式翼系统在中止飞行后的短时间内将逃逸飞行器重新定向。这是为了使在高飞行高度救生中不希望出现的使航天员“眼球外凸”方向的加速度降到最小的程度，同时，也为了将指挥舱调整到正常再入姿态，有利于抛掉顶罩及其后的降落伞开伞。在中止飞行开始后的11 s，由采用火工品的作动筒释放出鸭式翼面。上述11 s的延迟是根据最严重的发射台救生情况确定的。重新定向指挥舱是为了避免指挥舱以顶端朝前飞行的稳定配平点飞行情况的发生。在中止飞行后，逃逸飞行器在稳定飞行中如果逃逸系统被抛掉，则指挥舱将配平在顶部朝前的姿态，从而造成严重的使眼球凸出方向的加速度，并使顶罩抛掉和降落伞打开时的指挥舱的姿态与正常情况的相反。
中止飞行后的重新定向，以及定向后指挥舱的稳定性是许多困难问题中的两个。在接近最终选定鸭式翼方案之前，评价了几种可采用的方案。对于从发射台救生直至约30 km高度的救生系统来说，鸭式翼系统具有完成重新定向的能力。对于较高高度的救生来说，随着中止飞行开始，逃逸飞行器将立即翻滚。因此，不需要鸭式翼来提供初始的重新定向，救生轨道具有一段短的大气层外飞行阶段，并且，在其后的再入大气层期间，鸭式翼将提供重新定向和稳定能力。风洞试验表明，在高超声速的马赫数下，由于逃逸系统的发动机与指挥舱之间的激波干扰，引起了在发动机朝前的飞行期间有一个弱的配平点。
阿波罗飞船指令舱、服务舱、登月舱组合体
已发现，依靠增大附加的鸭式翼翼面来消除第二配平点是无法实现的。在马赫数为3.8以上时，这一配平点攻角在10°~22°。分析研究表明，逃逸飞行器在一定动压条件下，可在两个配平点之一被捕获。这里“捕获”一词是指飞行器一旦以此配平点的攻角飞行，在初始角速度不大的情况下，将在气动力作用下，在配平点攻角附近运动，并保持稳定。为避免在第二配平区被捕获，所需的最小俯仰角速度为2°/s。于是，这种情况下的救生采用这样的处理办法：要求航天员使用指挥舱上的反作用控制系统使逃逸飞行器产生一个俯仰角速度 (5°/s)。这种处理方法使得逃逸飞行器不可能在“发动机朝前”的配平点上被捕获。
显然，另一种在较高高度中止飞行情况下的重新定向问题的解决办法是，在发动机熄火后抛掉逃逸系统，然后，借助于航天员在飞船上使用的姿态显示装置，使指挥舱转到正确的再入姿态并保持稳定。分析表明，由于逃逸飞行器的翻滚，这些姿态显示可能出现不能使此飞行器重新定向的情况，于是，要求航天员用通过指挥舱舷窗目视观测地面的办法来使飞船定向。由于这种机动飞行的时机要求严格，存在指挥舱在再入大气层之前没有完成重新定向而导致顶部朝前或翻滚的可能性。因此，除了在飞船上的姿态显示装置被证实是功能正确的情况之外，不采用这种手段。
