火箭发动机推力室是航天推进系统中的重要组件，用于推进剂燃烧为火箭发射提供动力。由于其复杂的结构和严苛的工作条件，在重复利用时存在安全隐患，故对推力室的研究具有重要意义。本文主要以液氢液氧火箭发动机再生冷却推力室为研究对象，此类推力室凭借其在性能、适应性、可靠性和经济性等方面的优点而成为运载火箭的主要动力装置。在火箭发射过程中，再生冷却推力室除了承受很大的压力载荷外，室壁内外会形成巨大的温度梯度，故有可能引发室壁的蠕变，甚至导致室壁破裂，以至于不能正常工作。本文主要研究液氢液氧火箭发动机再生冷却推力室的室壁失效问题，主要内容如下：(1)对推力室内燃气、室壁和冷却液进行传热数值分析。此部分主要目的是得到推力室室壁的温度场以及压力载荷分布。主要分为以下两步：①对推力室内燃气进行三维传热数值模拟。由于推力室的结构沿周向对称，故把其端面按二分之一个冷却通道分成若干相同的扇形，取其中之一的燃气部分建立三维有限元模型。应用流体力学数值分析软件对其进行传热分析。采用标准k-ε双方程湍流模型计算燃气的跨声速流动，考虑流体物性随温度和压力的变化，得到近壁面燃气的马赫数、温度分布以及压力分布，并对数据进行多项式拟合；②对推力室冷却流道进行耦合传热分析。取上述分割体的室壁和冷却液部分建立三维有限元模型。同样采用标准k-ε双方程模型计算冷却液流动，考虑流体和金属物性随温度和压力的变化，利用上步得到的计算数据，采用Bartz法计算燃气壁面对流传热系数，而对于辐射换热则采用均匀成分的燃气对壁面的辐射热流密度公式计算。得到推力室室壁的温度分布及压力分布。(2)对推力室室壁进行蠕变分析。利用流固耦合计算得到的室壁温度分布和压力分布为边界条件，采用工程上常用的Dorn式描述在载荷、温度共同作用下的蠕变应变率。计算得到推力室室壁的等效蠕变应变，以及发生最大蠕变应变的位置。通过以上的研究，得到以下结论：(1)室壁最高温度、最高热流密度均发生在喉部附近。(2)室壁的最大蠕变应变亦发生在喉部附近。(3)在温度和压力的共同作用下，喉部附近的室壁会出现蠕变塑性变形。随着时间的延长，变形会逐渐增大。推力室是火箭发射后可回收部件之一。本文研究不仅可以为推力室的研制，同时也为日后推力室的重复使用研究提供一定的参考。