Газовый ракетный двигатель — ракетный двигатель, рабочим телом которого является газ. Большинство газовых ракетных двигателей работает на сжатом газе, поступающем из баллона высокого давления через редуктор (пневматические ракетные двигатели); давление газа понижается с 10—40 до 0,1—1 МПа. По мере расходования газа тяга газового ракетного двигателя уменьшается. Газовые ракетные двигатели на «холодном» газе (с температурой ~20 °С) просты и надёжны в работе, однако их удельный импульс мал (350—700 м/с), поскольку с целью получения приемлемой массы двигательной установки используются газы с большой молярной массой (азот, хладоны, аргон, криптон, неон и др.).

Уменьшение массы двигательной установки достигается при использовании газовых ракетных двигателей, работающих на испарённом рабочем теле. Исходным рабочим веществом является жидкость (например, сжиженный аммиак) или твёрдое вещество (например, бикарбонат аммония, гидросульфид аммония, гидрид лития), которые газифицируются перед подачей в ракетный двигатель путём нагрева от электрического, радиоизотопного источника энергии или от более тёплых элементов конструкции космического аппарата. Газовые ракетные двигатели, работающие на продуктах сублимации твёрдого вещества, называются сублимационными ракетными двигателями. Преимущество их состоит в том, что низкое давление паров сублимирующего вещества (менее 0,1 МПа) позволяет использовать для хранения рабочего тела тонкостенные ёмкости любой удобной формы. Указанное преимущество можно реализовать, однако, лишь при очень малых тягах, свойственных сублимационным ракетным двигателям (до нескольких Н).

Газовый ракетный двигатель на испарённом рабочем теле по удельному импульсу несколько превосходит газовый ракетный двигатель на «холодном» газе. Этот параметр можно значительно повысить путем дополнительного нагрева рабочего тела от электрического или радиоизотопного источника энергии, размещённого перед ракетным двигателям или в самом ракетном двигателе (который становится соответственно электрическим или радиопзотопным ракетным двигателем). При нагреве до 1100 К удельный импульс газового ракетного двигателя на сжатом газе увеличивается приблизительно вдвое. Несколько больший удельный импульс — 1500 м/с — у газового ракетного двигателя на продуктах каталитического разложения гидразина, в котором (в отличие от гидразинового жидкостного ракетного двигателя) катализаторный пакет размещён в отдельном газогенераторе и вырабатываемый газ поступает вначале в ёмкость — ресивер.

Схемы двигательных установок с газовыми ракетными двигателями: а — двигательная установка с пневматическими ракетными двигателями; б — двигательная установка с ракетными двигателями на испарённом рабочем теле; в — двигательная установка с сублимационными ракетными двигателями; г — двигательная установка с ракетными двигателями на продуктах каталитического разложения жидкостного монотоплива; д — двигательная установка с ракетными двигателями на продуктах каталитического разложения газообразного монотоплива; е — двигательная установка с ракетными двигателями на продуктах электролиза воды; 1 — управляющий клапан; 2 — дренажно-предохранительный клапан; 3 — датчик (реле) давления; 4 — сжатый газ; 5 — заправочный клапан; 6 — фильтр; 7 — редуктор давления; 8 — реактивные сопла (камеры); 9 — ресивер газа (пара); 10 — испаритель-подогреватель; 11 — жидкое топливо (рабочее тело); 12 — разделительная диафрагма; 13 — терморегулируемый дроссель; 14 — сублимирующее твёрдое вещество; 15 — термочувствительный элемент; 16 — катализатор; 17 — электролитическая установка

Описанные выше газовые ракетные двигатели являются по существу реактивными соплами, которые снабжены управляющими клапанами. Имеются также газовые ракетные двигатели, работающие на газообразном монотопливе и двухкомпонентном топливе, по устройству аналогичные жидкостным ракетным двигателям . Монотопливом может быть смесь газов, например, «трайдайн» (Tridyne): 85% N₂, 10% H₂, 5% O₂ — по объёму), реагирующая в каталитической камере ракетного двигателя. Двухкомпонентным топливом газового ракетного двигателя могут быть, например, продукты испарения первичных жидких окислителя и горючего или продукты электролиза воды (т.е. газообразные кислород и водород). Газовые ракетные двигатели на двухкомпонентном топливе сравнимы по удельному импульсу с жидкостными ракетными двигателями.

Тяга газового ракетного двигателя находится в диапазоне от нескольких мН до сотен Н, причём большинство их относится к ракетным микродвигателям. Основное применение газовых ракетных двигателей — реактивные системы управления и индивидуальные ракетные двигательные установки, где они работают преимущественно в импуль сном режиме.