固体火箭超燃冲压发动机具有密度比冲高、结构简单、成本低、机动性与安全性好、贮存时间长等优势。本文提出了一种中心支板式固体火箭超燃冲压发动机,该发动机由隔离段、中心支板段和扩张燃烧室组成。中心支板采用交错尾部形式,贯穿于隔离段流道中央,用于安装一次火箭,燃气发生器放置于流道外侧。对发动机燃烧室进行了直连式实验,实验模拟了高空飞行马赫数5.2(总温和总压分别为1414K和1.71MPa)。结果表明:1.本文设计了中心支板式固体火箭超燃冲压发动机燃烧室,并对其进行直连实验,验证了燃气发生器中产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧;2.上下V型块和上下凹腔组合形式的压力和折算推力均高于左右V型块和上下凹腔组合形式,说明上下V型块和上下凹腔组合形式的掺混效果和燃烧效率较好;3.总压损失主要位于中心支板段和燃烧室的扰流装置处,损失主要是由于燃烧室背压影响,使得中心支板段出现激波串,激波打在壁面上形成低压低速区,因此,在中心支板段总压损失严重;由于在第一段燃烧室内添加V型块与凹腔扰流装置,虽然扰流装置提高了固体颗粒的燃烧效率,但是也同样带来了总压损失。