神舟飞船的飞行程序包括：发射段的飞行程序、轨道运行段的飞行程序、轨道舱留轨运行段的飞行程序以及返回段的飞行程序。

发射段的飞行程序

发射段是指从载有飞船的运载火箭在其推力的作用下离开发射台（起飞点）起至运载火箭与飞船分离（入轨点）为止的飞行阶段。

发射段是运载火箭点火工作的动力飞行段，由于飞行环境条件恶劣，故障的发生概率相对较高。为了保证航天员的生命安全，飞船上的数管分系统的逃逸救生程控部分、应急救生分系统的逃逸程控器及GNC（制导、导航和控制）分系统都处于逃逸救生的待命值班状态，8种预定的救生模式随着飞行时间或飞行的状态（如是否抛掉整流罩）或飞行的轨道参数进行切换，以保证一旦故障发生时立即进入相应的应急救生程序。为此，GNC分系统需在临射前装订与运载火箭相同的初始瞄准值，起飞后立即进行导航计算，以备一旦救生时使用。同时，运载火箭推进舱推进子系统在起飞后130s开始实施使用准备工作，包括推进剂管路真空放气、贮箱增压和推进剂的管路充填，以满足发射段大气层外救生的需要。推进舱推进子系统在完成使用准备工作后，将进入泄漏故障的自动检测与处理程序，为入轨后的飞船姿态控制做好准备。

在运载火箭抛整流罩前使用“统一S波段”（USB）测控应答机和数据传输机进行飞船测控飞船与地面的通信。USB通过位于整流罩上的透波窗口透波，实现对飞船的跟踪、遥测、遥控，实现对飞船下行图像的接收和航天与地面的双向通话联系。

轨道运行段的飞行程序

轨道运行段是从飞船与运载火箭分离点（入轨点）至轨道舱与返回－推进舱分离指令下达为止的飞行阶段。将飞船与运载火箭分离时的分离压点开关闭合信号发出的时间作为运行段时间（运行时）的零点。飞船入轨点的轨道为：近地点约200km，远地点约346km。飞船入轨后，GNC分系统开始消除分离姿态干扰和姿态初始偏差，变轨发动机的系统管路充填推进剂，并开始推进剂泄漏检测；GNC分系统引入红外地球敏感器信息，捕获地球，建立飞船轨道运行飞行姿态：即飞船Ⅰ象限线对地、轨道舱朝前的飞行姿态。随后，展开推进舱太阳电池阵，太阳电池阵展开后，GNC控制推进舱太阳电池阵跟踪太阳，接着，热控分系统的外流体回路的循环泵及环控与生保分系统的内流体回路的循环泵先后启动，飞船通过主动式热控方式向飞船外的空间辐射飞船多余的热量。入轨后，轨道舱太阳电池阵展开。

在飞船入轨阶段，地面测控网应保证对飞船跟踪和测轨，而且在船箭分离后要连续跟踪与测轨一段时间。在飞船入轨后约10分钟，由北京指挥控制中心提供初轨数据；并在飞船经过远望2号测控区时向飞船注入初轨数据和船上程控指令的时间修正。

为了节约使用船上的电能，在轨道运行段当飞船进入地球站（指地面测控站或测控船）测控区时，飞船上的USB数据传输机、图像设备二次电源、图像编码器、甚高频通信机等设备开机工作，当飞船飞出地球站时上述设备关机。

在正常飞行情况下，在第5圈飞行到远望2号测控区时飞船进行变轨，将轨道变为约343km高的圆轨道。为了保证航天员的安全，在轨道运行段，从第3圈起开始由地面向飞船注入“自主应急返回控制参数”，以便一旦发生紧急故障，航天员可以通过键盘操作中止正常飞行程序，按预先设计好的自主应急返回程序，实施自主应急返回飞行程序，使飞船在预定的应急着陆区（国内、外共10个）之一着陆。

飞船返回前，从热控预冷开始，各分系统开始进行返回准备。有效载荷分系统结束在轨道运行段的实验工作，进行轨道舱留轨利用准备；测控、GNC电源等分系统留轨利用设备加电或开机；环控与生保分系统在90分钟内将轨道舱泄压至舱压为5KPa以下，为轨道舱与返回－推进舱分离作好准备。推进分系统轨道舱、返回舱推进子系统完成真空放气、贮箱增压、推进剂管路充填及发动机、阀门、管路加热等，为轨道舱、返回舱推进子系统在其后的正常工作提供了条件。

在飞船进行第一次返回调姿前20分钟左右，GNC分系统控制推进舱太阳电池翼垂直归零锁定，以便在返回制动的情况下，减小推进舱太阳电池阵和飞船的振动；在飞船制动点火前约150s左右，由船上程控及地面遥控发飞船第一次返回调姿指令，GNC控制飞船绕偏航轴逆时针转90°（顺飞行方向看为左转90°），使飞船纵轴与轨道平面垂直；在第一次调姿完成后，船上程控和地面遥控发轨道舱与返回－推进舱解锁分离指令。

轨道舱留轨运行段的飞行程序

轨道舱留轨利用的电源与供配电、GNC、测控、推进等分系统的设备均在轨道舱与返回推进舱分离前准备完毕；在轨道舱与返回推进舱分离时，两者之间的分离开关闭合，数管分系统的中央单元启动。轨道舱与返回推进舱分离后，经过消除分离姿态偏差、引入红外信息、建立运行姿态、控制太阳电池阵跟踪太阳等程序动作后进入正常的留轨飞行状态。

在轨道舱与返回－推进舱分离后的约半小时内，地面测控网主要跟踪返回－推进舱，对轨道舱的留轨遥控安排在轨道舱与返回－推进舱分离后30分钟左右时执行。

由于轨道舱留轨利用飞行时间长达6个月，测控工作主要由国内陆基测控网完成。

留轨利用期间，每天注入数据1～2次。有效载荷公用设备，如空间环境仪器全程加电工作；在偏航机动和对日定向飞行时，空间环境监测仪器和GPS仍开机工作。

留轨利用的轨道舱由国内地面测控站测控。在轨道舱过测控区时，一般都要安排数据注入，同时下行工程遥测数据。

留轨利用期间的轨道舱姿态控制主要依靠惯性动量轮系统，轨道舱推进子系统主要用于卸载、姿态调整和轨道保持。在姿控发动机每次投入工作之前，由GNC分系统留轨舱的计算机给出指令，使姿控发动机的第Ⅱ组电加热器加电工作，对发动机加热，发动机点火工作结束后，电加热器断电停止加热。

GNC分系统在太阳矢与轨道面夹角不大于20°时，保持轨道舱三轴稳定对地定向；在夹角大于20°时，通过地面注入进行偏航机动或对日定向，保证太阳电池阵供电需求，当太阳矢与轨道面夹角回到不大于20°状态时，通过地面注入使轨道舱恢复到三轴稳定对地定向状态。

返回段的飞行程序

在接收到轨道舱与返回舱分离压点开关闭合信号后，数管将返回时设置成零秒，程控与遥控发第二次返回调姿指令，GNC控制返回－推进舱绕偏航轴继续逆时针转90°；正常情况下GNC在制动开始前１s进行导航计算，GNC 设置返回时为零秒。

返回－推进舱的离轨制动安排在第14圈，远望3号测控区内进行。程控按地面注入时间发动变轨发动机A1、A3点火工作，遥控开机由地面判发；GNC按速度增量关机，程控按地面注入时间关机，遥控关机由地面判发；飞船制动结束后，进入惯性滑行飞行，经过大约16分钟的飞行后进入南亚测控区；当飞行高度降低至约145千米高度时，开始进行返回舱与推进舱的分离程序；两舱分离后，GNC消除返回舱姿态分离干扰，建立并保持再入飞行所需的配平姿态，随后，GNC开始再入升力返回控制，直至20km高度结束；升力控制结束后，GNC使返回舱的倾侧角保持为0°（Ⅲ象限朝上），俯仰、偏航通道按速率阻尼模式稳定，直至10km高度开伞点，在飞行高度约50km时GNC给回收加电，数管按照规定时间给回收加电，航天员根据提示手动给回收加电。

当返回舱降落至约10km高度时，回收着陆分系统的静压高度表（第Ⅰ组）接通回收着陆程序Ⅰ。接着，后弹掉主伞舱盖，拉出引导伞、减速伞，然后拉出主伞，拉出HF天线，短波通信机开始工作；着陆搜寻信标机（243MHz）在出现黑障后即开始工作。然后，抛掉防热大底，随后主伞改为垂直吊挂，同时进行剩余推进剂耗尽及贮箱、推进剂管路吹除，贮箱与推进剂管路中的残留推进剂用增压氦气瓶中的剩余气体吹除干净，以防在着陆冲击下管路或密封损坏时推进剂漏入返回舱内；之后，排放环控生保分系统的高压氧；返回舱下降至约10米高度时，γ高度计发出返回舱离地面10米信号；下降至高度约1~2米时，由γ高度计发出点燃着陆反推发动机信号，返回舱减速着陆；数管分系统依据着陆时回收着陆分系统程序控制器给出的着陆指令，开始执行一系列的着陆后处理工作程序，完成抛大底上和侧壁上的天线盖、弹出甚高频天线、展开高频天线等程序；着陆后，闪光灯、着陆搜寻信标机和国际救援示位标（406MHz）给出标位信息；航天员根据着陆点的状况及风速，决定是否脱掉主伞，如需脱主伞，则由航天员手控发脱主伞指令。然后等待救援回收人员到来。