燃烧不稳定现象是液体火箭发动机工程研制过程中经常碰到的棘手难题。目前世界各国对液体火箭发动机燃烧不稳定开展了大量研究并取得了丰硕成果,但液体火箭发动机燃烧不稳定的诱发机制存在不同的学术观点,其机理多年来未能清楚。本文提出了旋转爆震是液体火箭发动机切向燃烧不稳定的可能诱发机制之一。综合运用实验研究、数值模拟方法,对圆环和圆筒形旋转爆震燃烧室内的爆震波起爆、结构及传播特性进行研究,探索和验证了旋转爆震是否为切向燃烧不稳定的诱发机制。首先,以氢气/空气（H₂/Air）混合气为工质,通过数值模拟得到了环形燃烧室内部流场结构、传播特性以及燃烧室宽度的影响规律。结果表明在环形燃烧室内,由于横波效应的存在,燃烧室头部存在激波反射的现象,燃烧室宽度越大,波面弯曲越明显。在外径处的传播速度大于Chapman-Jouguet（CJ）理论速度,在内径处的速度小于CJ速度,燃烧室宽度越大,现象越明显。在同一种传播模态下,外径处的正爆震波速度接近理论CJ值。在无喷管条件下,采用逐步缩短内柱过渡到圆筒的方式,试验验证了圆筒燃烧室连续旋转爆震的可行性。与圆环形燃烧室相比,圆筒燃烧室内爆震波的起爆下限更低。受横波效应影响,环形燃烧室中高频压力振荡出现双峰,而圆筒燃烧室试验结果不存在该现象。另外随内柱长度缩短,旋转爆震波传播稳定性逐渐增强。在有Laval喷管条件下,试验验证了圆筒燃烧室内连续旋转爆震的可行性,考查了当量比、喷管收缩比对传播模态的影响。根据压力振荡的形式,定义了三种传播模态。结合试验和数值模拟结果分析了各模态下的流场结构特征,得到了喷管收缩比对传播模态的影响规律。旋转爆震的传播模态主要受下游斜激波在喷管收缩段的反射强度和反射波的上行距离影响。（1）当反射波强度不够时,对爆震波传播影响较小;（2）当反射波强度达到一定程度时,随着反射波上行位置的变化会产生不同的影响:与新鲜可燃气体混合层接触面作用会影响喷注混合过程;与爆震波面作用能促使燃烧加强;入射头部流场将激励产生新的热点,从而形成多波头模态。针对旋转爆震波的传播频率与燃烧室固有声学频率进行了对比分析。将试验结果和高频不稳定声学振型进行比对,发现旋转爆震波主频与燃烧不稳定固有频率吻合一致,误差在正负5%以内。采用与火箭发动机相似的等压点火时序进行试验,并与热射流点火方法进行对比。当尾喷管收缩比小于10时,采用等压燃烧时序点火失败,且该时序的成功点火工况边界也明显低于热射流时序。两种时序条件下得到的爆震波传播频率均与燃烧室固有频率相吻合,误差值在正负5%以内,初步验证了旋转爆震波是切向燃烧不稳定的可能机制。综合考查了不同燃烧室长度、推进剂活性下,传播频率与固有频率的关系。结果表明当燃烧室内实现旋转爆震后,爆震波的传播频率均与对应的固有传播频率有良好的一致性,误差值在5%左右。最后在边区环缝,中心区多喷嘴的双区喷注燃烧室中实现了旋转爆震波的起爆和稳定自持,贴近壁面处存在足够的可燃气体有助于爆震波的形成与稳定,其结果进一步验证了旋转爆震波是诱发切向不稳定燃烧的重要机制。