宽飞行马赫数范围内高性能工作是超燃冲压发动机发展的必然需求。在飞行马赫数较低时,超燃冲压发动机工作在亚燃模态具有更高的比冲性能,但容易引起进气道的不起动。随着飞行马赫数和飞行高度的不断提高,发动机受到超温和气体离解损失的制约,此时工作在亚燃模态不再具有更好的性能,应采用超燃模态。因此,为满足宽马赫数条件下发动机存在的约束和对高性能的需求,超燃冲压发动机需要在工作过程中实现燃烧模态转换。本文面向超燃冲压发动机燃烧模态转换特性及其控制的相关问题,开展了如下几个方面的工作:通过分析发现超燃冲压发动机存在很强的分布参数特性和多模态特性,在进行循环性能分析时,原有的零维分析方法不再适用,从而提出对一维模型的需求。进一步建立了包含一维模型的超燃冲压发动机热力循环性能分析方法。给出了一维跨声速反应流的基本控制方程,该方程包含了对发动机性能存在影响的众多物理效应。采用变量代换的方法对一维跨声速反应流控制方程进行了重构,消除了原方程存在的数学奇异性。针对重构后的控制方程,提出了一种改进的迭代求解方法。通过跟已有的一维跨声速流动求解方法对比分析发现,新提出的改进求解算法具有更广的适用范围、更好的求解稳定性和更高的求解精度。单级燃料注入的超燃冲压发动机由于受到循环的限制,无法发挥其推力输出的潜力,从而揭示出多级燃料注入的必要性和重要性。基于再热循环的分析方法,给出了一个分析多级燃料注入超燃冲压发动机性能的参数化模型,研究了两级燃料注入超燃冲压发动机的燃烧模态特性。分析了燃烧室面积扩张比、燃料注入次数以及面积扩张比分配对多级燃料注入超燃冲压发动机性能的影响。发现增加燃烧室面积扩张比能够有效提高发动机推力输出能力,而不宜过多增加燃料注入点。超燃冲压发动机在飞行过程中需要在合适的马赫数下进行燃烧模态转换以实现整个飞行轨线内的性能最大化。基于此目的,提出了基于超燃冲压发动机循环性能和飞行任务的燃烧模态选择策略。分析了带有等直型燃烧室的超燃冲压发动机在不同燃烧模态下的循环性能随飞行马赫数的变化情况。研究发现,针对加速型的飞行任务,超燃冲压发动机应该设计在飞行马赫数6到7的范围内某点进行燃烧模态转换才能获得最大的加速性能;针对巡航型飞行任务,超燃冲压发动机应该在满足推力需求的情况下,尽量工作在亚燃模态。给出了超燃冲压发动机在整个飞行轨线上的燃烧模态转换边界的空间描述方式。研究了几何构型、释热分布、壁面温度、壁面摩擦及来流组分等因素对燃烧模态转换边界的影响。这些影响规律可以为发动机设计和燃烧模态转换控制方案设计提供理论依据。通过对突变和滞环特性的分析,基于突变理论,给出了燃烧模态转换突变和滞环特性的两种形成物理机制:燃烧释热不稳定性和流动分离不稳定性,并通过一维模型进行了验证。分析了喷嘴切换带来的燃料不连续对发动机性能的影响。通过对燃烧模态转换过程的详细分析,揭示出燃烧模态转换控制的本质是保护控制,即保护发动机平稳实现燃烧模态转换,防止发动机因燃烧模态转换引起的推力突变和滞环问题而出现失稳。根据发动机燃烧模态转换过程中突变和滞环特性的不同,给出了相应的燃烧模态转换控制基本方案并进行了仿真验证。分析了超燃冲压发动机存在的推力调节、进气道不起动保护等多个控制任务,在此基础上提出了基于积分初值重置的超燃冲压发动机无扰切换控制方法。在直连式燃烧室地面试验台上对超燃冲压发动机控制方法进行了试验验证,初步证明基于多回路切换控制的超燃冲压发动机控制方法能够有效的实现多个控制任务的协调,保障发动机安全高效工作。