本发明公开的一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，属于固体燃料组合发动机技术领域。本发明主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。发动机进气段采用中心进气方式，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。本发明通过结合固体燃料和火箭基组合循环发动机的优势，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。