本文开展了固体火箭超燃冲压发动机燃烧组织技术研究,以提升发动机燃烧效率和比冲性能为研究目标,主要包括性能评估方法、试验研究和数值仿真研究三部分。首先,建立一套适用于固体火箭超燃冲压发动机的性能评估方法,并通过试验验证了其可行性。结合热力计算、试验中压强和流量测量,对加热器出口截面参数进行迭代求解,获得了加热器出口截面的实际参数,为燃烧室性能评估提供准确依据。结果表明:加热器总压损失一般达20%左右。其次,开展了固体火箭超燃冲压发动机试验研究,重点研究了试验推进剂特性、加热器和燃气发生器的工作过程,以及发动机构型、推进剂类型、试验当量比对发动机的性能影响。通过对推进剂能量特性进行分析,表明固体贫氧推进剂中含能固体颗粒的燃烧效率对发动机整体燃烧效率贡献较大。其中,碳氢推进剂中颗粒燃烧所释放能量占比约40%,而含硼质量分数为35%的固体推进剂（B-35）中颗粒燃烧所释放能量占比高达75%。通过开展不同构型的发动机试验,性能最佳的构型燃烧效率达80%左右,内推力比冲约680s。初步探索了影响富燃燃气在超声速燃烧室中二次点火延迟的关键因素,主要包括燃烧室构型、推进剂类型和试验当量比,而且富燃燃气二次点火延迟时间随着试验当量比的上升、推进剂热值的上升而显著缩短。最后,建立一套适用于仿真固体火箭超燃冲压发动机内部燃烧流动过程的数值计算方法,并进行了计算方法的试验验证和网格无关性检查,主要开展了富燃燃气喷孔形状、喷射方式、喷孔数量及其位置分布对发动机的性能影响研究,总结了富燃燃气相关参数对发动机的性能影响规律,为发动机设计提供依据。通过开展富燃燃气喷孔形状对发动机性能影响的数值研究,表明在设计工况以及给定燃烧室构型下,喷孔形状为圆孔或方孔对发动机的性能无显著影响。通过开展富燃燃气喷射方式对发动机性能影响的数值研究,表明富燃燃气喷射方式的选择应该尽可能保证含能颗粒的运动轨迹被富燃燃气中气相组分的反应区所包围,这样可以提升发动机的整体性能。通过开展富燃燃气喷孔数量及其位置分布对发动机性能影响的数值研究,燃烧效率、内推力比冲和比内推力最高分别达70%、676s和388N·s/kg,而同时也表明颗粒相燃烧效率低是限制发动机整体燃烧效率提升的主要因素。通过开展相同工况下同一构型的冷试/热试数值模拟,表明燃烧室射流附近的总压损失主要由流动激波损失和燃烧加热损失两个部分组成,而且流动激波损失大概是加热损失的两倍。