Wave drag and shock induced boundary layer separation is important issues of flows around transonic wings. 超音速域では翼の上方で局所的に形成される超音速域の流れが衝撃波で打ち切られる。 これは、特に設計外の飛行条件下で発生し、波抗力をもたらす。 また、衝撃波と境界層の相互作用により境界層が剥離し、さらなる損失が発生し、最終的にはバフェッティングが発生する可能性があります。 これらの現象により、航空機の経済的な最大巡航速度が制限されます。 超音速流の悪影響は、翼上部の超音速域の終端となる衝撃を制御することで軽減することができます。 過去には、パッシブベンチレーション（多孔板、スロット、溝）、アクティブサクション、コンターバンプ、アダプティブウォールなどに基づく多くの異なるコンセプトが提案されてきました。 これらの制御方法のほとんどは、二次元的なアプローチに基づいており、制御装置はスパン全体に一様に適用される。 最近では、3次元的な制御装置も揚力と抗力に正の影響を与えることが示されている。 これらのアプローチに共通しているのは、衝撃を制御するための手段を翼の表面に直接適用している点である。 しかし、衝撃波の制御は、超音速流領域において翼の表面より上に外部装置を配置することによっても可能である。 本論文では、鈍器によるエアロスパイクと関連する後者の概念について研究している。 エアロスパイクの基本的な考え方は、翼の表面で直接行われる流量制御の場合と同様に、単一の通常衝撃ではなく、斜め衝撃と通常衝撃のシステムで圧力上昇を実現し、波の損失を減少させることである。 本研究では，翼上部の超音速流を乱すことによって斜め方向の衝撃を発生させた． DNW-TWG（ゲッティンゲン）で行われた一連のテストでは，遷音速翼の上方に設置されたさまざまなスパイク状物体の有効性がテストされました． 圧力測定に加えて、流れ場に対するスパイクの影響に関する情報を提供するために、カラーシュリーレンシステムがセットアップされました。 以下では，まず遷音速翼におけるエアロスパイクの基礎について説明する． 次に、風洞実験について説明し、測定結果を示し、議論する。 そして、最後に結論を述べる。