超燃冲压发动机技术是近年来国内外研究的热点问题，随着对液体燃料超燃冲压发动机研究的深入，固体燃料超燃冲压发动机的研究也悄然兴起。目前，国内外固体燃料超燃冲压发动机的研究主要采用类似固体燃料冲压发动机的内孔燃烧构型方案。这种边界层扩散燃烧方式目前存在火焰稳定困难、燃速难以预测和控制、燃烧效率低等不足。本文提出了两种固体火箭超燃冲压发动机构型方案，设计了试验用的固体火箭超燃冲压发动机，采用数值模拟方法研究了发动机补燃室燃烧流动过程，开展了固体火箭超燃冲压发动机直连式试验，并对结果进行了分析研究。为进一步开展固体火箭超燃冲压发动机工作过程研究打下一定的基础。基于水冲压发动机高金属含量固体推进剂能自维持燃烧的基础，提出了侧向进气和头部进气两种固体火箭超燃冲压发动机构型方案。开展了侧向进气固体火箭超燃冲压发动机直连式试验。根据试验中发动机工作特性，建立了分析固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧流动过程的数值仿真模型，模拟了侧向进气固体火箭超燃冲发动机补燃室的燃烧流动过程，其结果与试验数据吻合较好，验证了所采用数值仿真方法的有效性，进而结合数值模拟结果对发动机补燃室流场结构进行了详细分析。针对头部进气的固体火箭超燃冲压发动机构型方案，设计并加工了试验发动机及燃气发生器，对马赫4和马赫6两种飞行工况以及马赫6飞行工况下燃气发生器不同出口喷射条件下的补燃室流场进行了数值模拟和流场分析。对头部进气固体火箭超燃冲压发动机进行了直连式试验，试验结果与发动机补燃室数值模拟结果分析，结果分析表明高金属含量富燃燃气可以在补燃室中与超声速气流掺混燃烧，并获得了推力增益，验证了头部进气的固体火箭超燃冲压发动机方案的可行性。