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1960-1970初期，首次发现连续旋转爆震波的是苏联拉夫连季耶夫流体力学学院的Voitsckhovskii[2,3]，使用圆盘形试验装置成功形成了氧气乙炔预混气的旋转爆震。接下来，Mikhailov和Topchiyan[4]对相似的试验装置进行了高频压力测量，在接触间断处发现大幅度的压力跳跃，再次验证了爆震波的存在。20303
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1961-1964期间，美国爱德华空军基地[5,6]也做了相关工作，向密西根大学委托了旋转爆震发动机的可行性论证，试验发动机喷注方式近似于液体火箭发动机，采用了乙烯、氢气和乙炔等多种燃料，氧气为氧化剂，通过喷注端面均匀分布的72对对撞式喷嘴喷射推进剂进入燃烧室。试验成功起爆并发现了爆震波，但旋转一周后消失，不能够实现爆震波的稳定传播。经过分析，消失原因是：使用离散式喷嘴注射方式，推进剂喷出后的动量严重衰减，推进剂质量流量小。最后得到结论，采用对撞式喷注方式时反应物的混合效果较好。
苏联的早期研究主要是关于爆震波的传播特性和结构，70年代以后，Bykovskii等人致力于将这种推进方式应用到推力器上，对旋转爆震发动机开展了研究。Bykovskii等人[7-12]做了大量的试验工作，对燃烧室出口环境压力、燃烧室构型(是否扩张)、推进剂流量和推进剂喷注压降等因素的影响做了系统的研究。试验采用了爆震管、火花塞和电爆丝等多种起爆方式。使用过的液体燃料和气体有：汽油、煤油、酒精、苯、柴油、丙酮、氢气、乙炔、甲烷和丙烷，氧化剂包括气态、液态氧与氧气和空气的混合物。对于柴油、煤油、酒精、丙酮、苯和汽油等液体燃料，如果用氧气作为氧化剂，可以成功起爆并得到持续存在的旋转爆震波；若采用空气，则不能起爆。通过大量的试验与分析，爆震波能够稳定旋转传播关键是预混气的持续供应，他们还提出了环形燃烧室关键参数指标。燃烧室厚度D大于胞格尺寸a，当使用液体燃料时，D要求大于最小液滴的直径。反应物的混合程度对爆震波的形成和传播过程有很大的影响，为确保爆震波稳定传播，推进剂各组分的混合程度必须达到分子量级。喷注方式和喷注压降对推进剂混合过程有影响，当喷注压降为Pf/Pc=2和Pox/Pc=3的时候，形成的爆震波稳定性较好。
法国为了应付未来愈加频繁的航天运载，同时降低运输成本，也对旋转爆震发动机开展了研究。火箭基旋转爆震发动机和液体火箭发动机结构类似，只有燃烧室和尾喷管构造不同，可以直接引用许多液体火箭发动机的研究成果，此外旋转爆震发动机还具有结构简单、热循环效率高、推重比大等特点。目前已经获得了一定的进展[13-16]：在内径为100mm的燃烧室中成功实现了液氧、气氢的稳定爆震；在内径330mm燃烧室中获得了空气、煤油的稳定旋转爆震；采用煤油和氧气组合，在内径50mm的燃烧室中，获得了2750N的推力。在旋转爆震波发动机内，爆震波在燃烧室头部周向循环传播，因此燃烧室头部温度较高，加强了两相流的雾化和蒸发过程，促进了推进剂的混合，但是对发动机热防护带来了要求。
波兰及日本的研究者与法国的想法不同，他们准备把旋转爆震与冲压发动机结合起来，提出了涡轮增强旋转爆震发动机的概念，已经申请了国际专利。他们认为该发动机有设计简单、花费低、效率高等许多优点，而且发展前景良好。除了这些， 华沙工业大学还计划把火箭基旋转爆震发动机应用于小卫星计划中， 用作小卫星的动力系统。针对连续旋转爆震发动机，波兰和日本联合进行了试验研究，成功起爆并观测到稳定传播的爆震波[17]。
近些年，美国德克萨斯州立大学针对旋转爆震发动机的起爆过程和推进剂喷注也进行了试验研究。他们采用内圆柱切向喷注推进剂的方式，发现起爆时更易于形成单方向传播的爆震波[18]。