后掠机翼边界层流动稳定性问题的研究对翼型的优化设计和气动减阻有着极其重要的价值。后掠机翼边界层是典型的三维边界层,其转捩主要由横流不稳定性主导。来流马赫数、攻角、后掠角等参数对后掠机翼边界层横流不稳定性有着非常重要的影响。本文以适航状态的民航后掠机翼NACA0012为研究对象,首先采用建模软件建立后掠机翼模型并进行网格划分;其次采用数值模拟的方法,通过求解三维可压缩N-S方程,计算得到展向无限长后掠机翼边界层的基本流场;然后基于线性稳定性分析,通过求解经典的O-S方程,得到扰动波的中性曲线和幅值演化曲线,分析来流马赫数、攻角、后掠角等参数对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用转捩预测的eN方法对转捩位置进行预测。计算了不同来流马赫数、攻角、后掠角等工况,研究分析得到主要结论如下:在亚音速范围内,后掠机翼边界层横流强度随来流马赫数增加而增强。随马赫数的增加,不稳定扰动波的频率范围逐渐增大,而流向范围变化较小。横流驻波的中性曲线对马赫数的变化并不敏感。在机翼头部前缘,马赫数较低时扰动波最大增长率较大,N值增长较快;随着流向位置的增加,低马赫数下的扰动波最大增长率下降较快,从而使得较高马赫数下的扰动波N值逐渐超过低马赫数下的N值。小攻角时扰动波的增长在机翼背风面受到抑制,在迎风面得到加强。小攻角时迎风面/背风面的中性曲线在流向的最大位置随着攻角的增大而线性增加/减小。转捩首先在迎风面发生,且采用eN方法预测的转捩位置随攻角的增大而向机翼前缘移动。后掠机翼边界层中横流强度和扰动幅值增长指数n随后掠角的增大先增加后减小。后掠角在40°至50°之间横流强度达到最大值。当后掠角在50°左右时,扰动的n值达到最大,用转捩预测eN方法计算的N值也最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生。