Представлены результаты расчетно-теоретического исследования обтекания модели профиля элемента летательного аппарата высокотемпературным потоком с заданным значением скорости (М_н = 4) и температуры торможения (Т^* = 1134 К) набегающего потока, представляющего собой продукты сгорания керосино-воздушной смеси, которая истекает из сверхзвукового сопла жидкостного ракетного двигателя, работающего по схеме жидкость - газ. Данная схема испытаний модели имеет преимущества благодаря простоте реализации, большему времени работы по сравнению с импульсными установками, а также позволяет регулировать температуру торможения потока. В результате расчетов с использованием универсальной программной системы ANSYS 14.5 методом конечно-элементного анализа получены поля распределения параметров рабочего тела по соплу при работе газогенератора с установленным на оптимальном расстоянии объектом испытания и без объекта, а также при наличии крепления профиля. Это позволило определить распределение давления по поверхности испытуемого объекта и рассчитать максимальное усилие на крепящий кронштейн. Установлено также минимальное значение давления в камере генератора рабочего тела, обеспечивающее безотрывное течение в сопле.