Обговорюються основні питання розробки розрахунково-методичного забезпечення для проведення оперативних комплексних розрахунків термогазодинамічних процесів у елементах прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ППРД), інтегрованого з корпусом літального апарата (ЛА), маршовими методами. Чисельне моделювання течії у ППРД розбивається на три складові — обтікання корпусу ЛА, течія у повітрозабірному пристрої (ПЗП), камері згоряння і соплі з вихлопним струменем. Розрахунок надзвукової течії біля корпуса апарата, у вхідній частині ПЗП і у вихлопному струмені здійснюється в нев’язкому наближенні з використанням схеми Годунова або з урахуванням в’язкості з використанням моделі «в’язкого шару». В області дозвукової течії у вихідній частині ПЗП і дозвукової нерівноважної течії в камері згоряння течія розраховується з використанням моделі «вузького каналу» або у квазіодновимірному наближенні. Обговорюються питання підбору геометричних параметрів камери згоряння і біля критичної частини вихідного сопла у випадку завдання параметрів потоку на виході з ПЗП. Проведено аналіз різних моделей запалення і горіння гасу в камері згоряння. Розрахунок течії у вихлопному струмені здійснюється з урахуванням обтікання нижньої хвостової частини поверхні ЛА і взаємодії струменя зі збуреним потоком повітря, що набігає. Приводяться результати оціночних розрахунків окремих елементів і повного компонування літального апарата стилізованої форми у двовимірному наближенні.