连续旋转爆轰发动机具有结构紧凑、热力循环效率高、自增压、推重比大等优点，在航空航天推进系统中具有广阔的应用前景，近年来成为全世界范围内的研究热点。本文以火箭式连续旋转爆轰发动机为研究对象，分别以气态氢气和液态汽油为燃料，空气和富氧空气为氧化剂，通过实验和数值模拟，对连续旋转爆轰发动机爆轰特性和推力性能展开研究。
　　为了研究H2/air连续旋转爆轰波的起爆与传播特性，在不同工况下开展了一系列实验研究。实验发现点火后需要经历一个复杂的过渡期才能形成连续旋转爆轰波，当量比和推进剂总质量对爆轰波的形成过程均存在一定的影响，其中当量比的影响更为显著。随着当量比或推进剂总质量流量的增加，爆轰波表现出不同的传播模态，而爆轰波平均传播速度均呈现先增大后减小的变化规律，且存在最优工况使得爆轰波传播最为稳定。在下游斜激波侧向膨胀的作用下，斜激波角度沿轴向方向逐渐减小，斜激波面发生弯曲。随着当量比增大，斜激波弯曲程度逐渐加深;随着推进剂总质量流量增加，斜激波弯曲程度则先增加后减少，对应的发动机平均推力呈线性增加趋势。
　　建立了气液两相连续旋转爆轰理论模型，采用二维CE/SE方法，对以汽油为燃料、富氧空气为氧化剂的连续旋转爆轰流场进行数值模拟。计算结果表明:(1)随着燃烧室轴向长度增加，燃烧室内膨胀空间增大，出口压力逐渐降低，轴向速度则逐渐增大，发动机的平均推力密度和燃料比冲先增大后减小;(2)燃烧室存在最短周向长度，当长度过小时不能形成自持传播的爆轰波，随着周向长度增加，入口处的爆轰参数升高，平均推力密度和燃料比冲则逐渐降低;(3)随着氧化剂喷注压力增大，爆轰波压力增大，温度和速度减小，燃烧室出口压力、密度以及轴向速度均呈增大趋势，从而提升平均推力密度和燃料比冲;(4)随着燃料液滴半径增大，爆轰波压力和温度以及速度均会降低，且爆轰压力和温度逐渐出现不稳定现象，当液滴半径增加到70μm时，无法形成爆轰波;(5)随着当量比增大，爆轰压力和温度峰值均先增大后减小，爆轰波速度和平均推力密度均增加，燃料比冲则逐渐减小。
　　在二维的基础上，建立了三维气液两相连续旋转爆轰理论模型，采用三维CE/SE方法，对连续旋转爆轰的三维流场进行模拟。由于环形燃烧室的特殊构型，内壁面具有发散作用，外壁面具有收敛作用，使得外壁面处爆轰强度要高于内壁面，确保了爆轰波阵面处的角速度一致，实现了爆轰波的自持传播。随着燃烧室宽度增加，内外壁面处的压力峰值差异逐渐增大，平均质量流量和总推力几乎呈线性增长，燃料比冲则缓慢降低。
　　通过分别以径向和轴向为燃料喷注方式的两套气液两相连续旋转爆轰发动机，成功实现了汽油为燃料、富氧空气为氧化剂的两相连续旋转爆轰波的起爆与自持传播。分析了不同传播模态下爆轰波的传播特性和形成机制，研究了燃烧室宽度、喷管构型以及氧化剂喷注面积对两相爆轰波传播特性的影响。实验发现:燃烧室宽度减小时，压力波形振荡更为显著，同时爆轰波的传播速度减小。在收缩喷管和拉瓦尔喷管条件下，发动机分别以单波与双波对撞混合模态和单波模态为主;在扩张喷管条件下，爆轰波主要以双波对撞模态传播，与未加喷管表现一致。安装喷管后，爆轰波传播速度增加，其中收缩喷管和拉瓦尔喷管表现较显著。当氧化剂喷注面积从456.9mm2增加到620mm2时，爆轰波从单波与双波对撞混合模态转变成单波模态，且表现更为稳定。氧化剂喷注面积增大后，燃烧室内高频压力存在低频振荡现象。当氧化剂喷注面积进一步增加到799mm2，燃烧室内难以形成稳定自持的爆轰波。
　　开展了气液两相连续旋转爆轰发动机推力测试实验研究。详细分析了双波对撞模态、单波模态、混合模态以及缓燃模态下的发动机推力性能和振荡特性;实验发现不同模态下的推力除了存在高频振荡，还存在类似于正弦的低频振荡。在较宽的燃烧室条件下，发动机的推力和比冲相对较低，随着燃烧室宽度减小，发动机的推力和比冲虽然明显提升，但推力稳定性变差。收缩喷管、拉瓦尔喷管和扩张喷管均提升了发动机的推力性能和燃料比冲，其中收缩喷管的提升最为显著，其推力最稳定。
　　本文明确了推进剂当量比和总质量流量对H2/air连续旋转爆轰波起爆与传播特性的影响;揭示了气液两相连续旋转爆轰自持传播机理;分析了不同尾喷管下爆轰波传播特性和提高推力性能的机制。本文的研究工作对于提高连续旋转爆轰发动机性能以及实现工程化应用具有重要意义。