Wellenwiderstand und stoßinduzierte Grenzschichtablösung sind wichtige Themen bei Strömungen um transsonische Tragflächen. Bei transsonischen Geschwindigkeiten wird die Überschallströmung, die sich lokal über den Tragflächen ausbildet, durch eine Schockwelle beendet. Dies geschieht vor allem unter nicht auslegungsgemäßen Flugbedingungen und führt zu einem Wellenwiderstand. Darüber hinaus kann die Stoß-Grenzschicht-Wechselwirkung zu einer Ablösung der Grenzschicht und damit zu weiteren Verlusten und schließlich zu Buffeting führen. Diese Phänomene begrenzen die maximale wirtschaftliche Reisegeschwindigkeit von Flugzeugen. Die negativen Auswirkungen des transsonischen Strömungsregimes können durch die Kontrolle des Schocks, der den Überschallbereich über dem Flügel beendet, gemildert werden. In der Vergangenheit wurden viele verschiedene Konzepte verfolgt, die z. B. auf passiver Belüftung (Lochbleche, Schlitze, Rillen), aktiver Absaugung, Konturhöckern oder adaptiven Wänden basieren. Meistens basieren diese Kontrollmethoden auf einem zweidimensionalen Ansatz, d. h. die Kontrollvorrichtungen werden einheitlich über die gesamte Spannweite angebracht. In jüngster Zeit hat sich gezeigt, dass auch dreidimensionale Steuerelemente Auftrieb und Widerstand positiv beeinflussen. Allen diesen Ansätzen ist gemeinsam, dass die Maßnahmen zur Steuerung des Stoßes direkt an der Oberfläche des Flügels ansetzen. Eine Kontrolle der Schockwelle ist jedoch auch möglich, indem externe Vorrichtungen oberhalb der Oberfläche des Flügels in den Überschallströmungsbereich gebracht werden. Das letztgenannte Konzept, das mit dem von Aerospikes auf stumpfen Körpern verwandt ist, wird in der vorliegenden Arbeit untersucht. Wie bei Maßnahmen zur Strömungskontrolle, die direkt an der Oberfläche eines Flügels angebracht werden, besteht die Grundidee von Aerospikes darin, den Druckanstieg über ein System von schrägen und normalen Stößen statt über einen einzelnen normalen Stoß zu erreichen und so Wellenverluste zu verringern. In der vorliegenden Untersuchung wurden schräge Schocks durch Störung der Überschallströmung über dem Flügel erzeugt. In einer Versuchsreihe wurde im DNW-TWG, Göttingen, die Wirksamkeit verschiedener spikeförmiger Körper über einem transsonischen Flügel getestet. Neben Druckmessungen wurde ein Farbschlieren-System aufgebaut, das Aufschluss über den Einfluss der Spikes auf das Strömungsfeld gibt. Im Folgenden werden zunächst die Grundlagen von Aerospikes an transsonischen Tragflächen erläutert. Dann werden Windkanalversuche beschrieben und Messergebnisse vorgestellt und diskutiert. Es folgt ein Fazit.