固体燃料超燃冲压发动机具有比冲高、结构简单、可靠性高、安全性好、响应速度快等优点,在未来的高超声速武器系统上具有广阔的应用前景。本文采用理论分析与数值模拟相结合的方法,对固体燃料超燃冲压发动机一体化设计优化与总体性能分析进行了研究。结合理论分析方法完成了固体燃料超燃冲压发动机一体化基准构型设计,建立了固体燃料超燃冲压发动机工作过程的数值计算模型。为对比分析较低的高超声速条件下固体燃料超燃与亚燃冲压发动机的性能,采用数值计算方法模拟了飞行马赫数6、7、8时固体燃料超燃与亚燃冲压发动机的内流场。结果表明,当飞行马赫数为6时,由于粘性与斜激波的作用,超燃冲压发动机的总压优势较小。亚燃燃烧室燃烧效率更大,具有更大的燃烧放热量。飞行马赫数增大到7时,亚燃燃烧室的燃烧效率受产物离解限制,而超燃冲压发动机具有更大的燃烧效率与燃烧放热量,总体性能优于亚燃冲压发动机。采用数值模拟方法研究了进气道压缩比对燃烧室及发动机总体性能的影响。结果表明,在单独改变进气道外部转折角或内收缩比的情况下,随压缩比的增大,燃烧室的燃料质量流率下降,发动机的推力与比冲逐渐下降,其性能变化规律为进气道压缩程度与燃烧室入口面积扩张比共同作用的结果。在保持燃烧室入口面积不变的情况下,通过同时改变进气道外部转折角与内收缩比以获得不同的压缩比。随进气道外转折角增大,压缩比逐渐增大,发动机的推力与比冲由于总压损失的增大而逐渐下降。建立了固体燃料超燃冲压发动机一体化分析模型,采用工程预估方法计算飞行器气动特性,根据斜激波理论与准一维流动理论建立了推进系统性能分析模型,并根据试验数据与数值计算结果进行了对比验证。结合理论分析模型和数值模拟方法对固体燃料超燃冲压发动机进行设计优化研究。结果表明,燃烧室设计中应采用尽可能大的等直段长度与尽可能小的扩张角。当进气道增压比约为25时,对燃烧室进行优化设计后,发动机推力与比冲达到最优值。飞行器的推力与阻力系数同时随空燃比的减小而增大,0°攻角下当空燃比减小至11.5时飞行器的推阻比达到最大值。随攻角增大,最大推阻比所对应的空燃比逐渐增大。当攻角增大到8°时,空燃比取12.6时推阻比达到最大值。采用数值模拟方法研究了来流条件对固体燃料超燃冲压发动机总体性能的影响。分析表明,在飞行马赫数不变的情况下,随飞行高度的增加,燃料质量流率减小导致发动机推力与比冲下降。由于推力系数减小与阻力系数增大,发动机的推阻比随飞行高度的增大而减小。在保持动压不变的条件下,随飞行马赫数增大,推力系数与阻力系数总体呈下降趋势,推阻比在设计点Ma=6时取得最大值。