横流不稳定性是高超声速飞行器真实飞行过程中边界层转捩的主导扰动模态之一，目前对横流不稳定性导致的高超声速边界层失稳机制认识不足。本文基于6°攻角高超声速尖锥模型，分别采用高频压力脉动传感器、红外热成像仪、热线风速仪等开展了粗糙模型表面的不稳定性实验研究，获得了不同方位角下模型表面不稳定波沿流向和周向的演变规律及低频不稳定波模态在空间上的发展特征，明确了低频不稳定波为行进横流不稳定波，推断高频扰动为定常横流涡导致的高频二次失稳模态。