连续旋转爆震极有可能是液体火箭发动机高频切向燃烧不稳定性的诱因之一。二者传播频率及方向相似;在液体火箭发动机中壁面局部燃料与氧化剂混合物在高温环境中极容易诱发旋转爆震。目前研究发现,针栓喷注器发动机能量释放区域结构存在不同气体参数的稳定区,有利于抑制声学不稳定。本文通过在空桶燃烧室内采用变构型喷注器实现从连续旋转爆震喷注方式向针栓喷注方式的过渡,以试验为主,数值模拟为辅的方法,研究针栓喷注器对旋转爆震波的影响,探究针栓是否是通过抑制旋转爆震从而抑制液体火箭发动机切向燃烧不稳定性。在和燃烧室等构型的计算域中进行了氢气/空气冷流混合数值模拟,得到了类似针栓喷注器燃烧室流场的双回流区结构。流场结果表明随着喷注深度增加、喷注直径的减小,燃烧室头部回流区长度增加,并且当喷注器直径过小时,由于燃气流量过小,主流会从向壁面弯曲转变为向中心弯曲。在不同喷管收缩比、当量比和点火方式下针对不同喷注构型进行了试验。结果表明爆震波是所有模态中最稳定的,缩小喷注直径和增大喷注深度会导致愈发难以实现爆震波,并且燃烧室内波的传播模态愈发复杂。等压时序点火只能在喷管收缩比8时才能成功起爆,并且喷注构型从外环喷注向针栓喷注形式过渡时,传播模态会从爆震波经历锯齿波最终转变为等压燃烧,验证了针栓喷注器能够抑制连续旋转爆震的结论。对比了燃烧室旋转波型FFT主频和燃烧室声学固有频率,发现任意喷注构型下,热射流点火试验的FFT结果始终与相应的固有频率吻合较好,说明对于小尺寸空桶燃烧室,射流点火极易形成旋转波形。