Обсуждаются основные вопросы разработки расчетно-методического обеспечения для проведения оперативных комплексных расчетов термогазодинамических процессов в элементах прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), интегрированного с корпусом летательного аппарата (ЛА), маршевыми методами. Численное моделирование течения в ПВРД разбивается на такие составляющие – обтекание корпуса ЛА, течение в воздухозаборном устройстве (ВЗУ), камере сгорания и сопле с выхлопной струей. Расчет сверхзвукового течения около корпуса аппарата, во входной части ВЗУ и в выхлопной струе осуществляется в невязком приближении с использованием схемы Годунова или с учетом вязкости с использованием модели «вязкого слоя». Области дозвукового течения в выходной части ВЗУ и дозвукового неравновесного течения в камере сгорания рассчитываются с использованием модели «узкого канала» или в квазиодномерном приближении. Обсуждаются вопросы подбора геометрических параметров камеры сгорания и околокритической части выходного сопла в случае задания параметров потока на выходе из ВЗУ. Проведен анализ различных моделей воспламенения и горения керосина в камере сгорания. Расчет течения в выхлопной струе осуществляется с учетом обтекания нижней хвостовой части поверхности ЛА и взаимодействия струи с возмущенным набегающим потоком. Представлены результаты оценочных расчетов в двумерном приближении отдельных элементов и полной компоновки ЛА стилизованной формы.