近年来火箭的发射密度增高,这对火箭的质量和可靠性提出了严峻的挑战。而发动机作为火箭的关键部分,其是否正常工作对发射成功有着重要的意义。而膜片的正常爆破关系到发动机能否正常点火。现阶段膜片刻痕主要根据操作者的经验进行,往往存在合格率低、效率低、可靠性低等问题。为解决类似问题,进一步提高火箭发动机的可靠性,本文对膜片刻痕进行分析从而科学提出膜片刻痕结构的优化方案。通过对膜片材料力学特性的分析,提出了基于Johnson-Cook的本构模型,并在此基础上提出了膜片材料的失效准则。为了对膜片爆破进行分析,提出了膜片刻痕仿真优化分析的方案,并对整体方案的流程进行优化。针对膜片爆破分析提出了对爆破影响的三个要素,分别对膜片刻痕形状、刻痕角度、刻痕深度对膜片的工作性能影响进行了研究,为后续仿真提供理论基础。通过对膜片爆破的理论分析,建立了膜片及刻痕有限元模型,并设立了材料特性以及破坏准则。对仿真模型建立了装配设定、建立了分析步、设定了边界条件及载荷。通过仿真得出了“工”字型刻痕、“十”字型刻痕、“六线”型刻痕和“八线”型刻痕的仿真结果,并通过分析得出破裂区域的面积和通气效率。为后续分析提供数据基础。最后,对膜片刻痕形状对膜片工作性能影响进行了分析,得出在刻痕角度适中时,“六线”型膜片的破裂效果最好,在刻痕角度较大或较小时,“十”字型膜片的破裂效果最好;对膜片刻痕角度对膜片工作性能影响进行了分析,得出在相同刻痕类型、刻痕深度条件下,通气效率会随着刻痕角度的增大而增大,并且呈二阶导数大于等于零的增大趋势;对膜片刻痕深度对膜片工作性能影响进行了分析,得出在相同刻痕类型、刻痕角度条件下,通气效率会随着刻痕深度的增大而增大,并且曲线的凹凸性与刻痕角度有关,在较小角度(小于120°)时,曲线呈凹函数,而在较大角度(大于120°)时,曲线呈凸函数。