实验发现,一定条件下,超音速后掠圆柱的前半圆上可能发生横流定常涡引起的转捩,而一般超音速飞行器都可能存在近似为后掠圆柱的后掠长钝前缘。如果在钝前缘就发生了转捩,超音速飞行器的飞行状态会受到很大的影响。为了模拟高空超音速飞行器后掠翼前缘,以无限展向长度后掠椭圆柱为模型。通过采用基于线性稳定性理论的e~N方法,以最不稳定的横流定常涡模态沿流向对空间增长率积分得到的N值积分曲线和在计算域出口处的最大N值为判别标准,在Archambaud等人实验来流条件和高空飞行来流条件下较系统地研究了迎风轴与竖直轴长度比、雷诺数和后掠角的变化对超音速后掠椭圆柱横流定常涡不稳定性的影响。研究结果表明:1)后掠椭圆柱的迎风轴与竖直轴长度比增加,使横流定常涡的不稳定性增强。2)横流定常涡模态的不稳定性强度与雷诺数及单位雷诺数有关。不稳定性的强度与雷诺数的大小近似为线性关系,通过该关系可快速判断类似工况转捩的可能性。3)后掠角在计算范围内对横流定常涡的不稳定性影响不大。通过研究H=20km飞行来流参数下,来流马赫数4,后掠角55°,半径120mm的后掠圆柱工况边界层中有限幅值横流定常涡的非线性演化,发现:1)LST能够预测扰动的线性演化。2)NPSE能够预测幅值达到第一个峰值之前的扰动非线性演化。但在预测第二峰值时可能失败。3)横流定常涡的演化结果,非线性起作用的位置,第一个峰值的位置及幅值的大小与初始幅值有关,具有一定的规律。利用该规律可快速给出其他初始幅值横流定常涡演化情况的方法。