Vågmotstånd och stötinducerad separering av gränsskiktet är viktiga frågor i flöden runt transoniska vingar. Vid transoniska hastigheter avslutas det supersoniska flödet, som bildas lokalt ovanför vingarna, av en chockvåg. Detta inträffar särskilt under flygförhållanden som inte är avsedda för flygning och resulterar i ett vågmotstånd. Dessutom kan växelverkan mellan stöt och gränsskikt orsaka en separation av gränsskiktet och därmed leda till ytterligare förluster och så småningom till buffébildning. Dessa fenomen begränsar flygplanens maximala ekonomiska marschfart. Den negativa effekten av den transsoniska flödesregimen kan mildras genom att man kontrollerar den stöt som avslutar det överljudsområde som ligger ovanför vingen. Tidigare har många olika koncept som t.ex. bygger på passiv ventilation (perforerade plattor, slitsar, spår), aktiv sugning, konturhöjningar eller adaptiva väggar prövats. Dessa kontrollmetoder är oftast baserade på ett tvådimensionellt tillvägagångssätt, dvs. kontrollanordningarna tillämpas enhetligt längs hela spännvidden. På senare tid har även tredimensionella styranordningar visat sig ha en positiv inverkan på lyft- och luftmotståndet. Gemensamt för alla dessa tillvägagångssätt är att åtgärder för att kontrollera stötdämpningen tillämpas direkt på vingens yta. Det är dock också möjligt att kontrollera stötvågen genom att placera externa anordningar ovanför vingens yta i överljudsflödet. Det sistnämnda konceptet, som är besläktat med aerospikes på trubbiga kroppar, studeras i detta dokument. Liksom när det gäller flödeskontrollåtgärder som tillämpas direkt på vingens yta är den grundläggande idén med aerospikes att åstadkomma en tryckökning över ett system av sneda och normala stötar i stället för över en enda normal stöt och på så sätt minska vågförlusterna. I denna undersökning producerades sneda stötar genom att störa det supersoniska flödet ovanför vingen. I en testserie testades effektiviteten hos en mängd olika spikformade kroppar placerade ovanför en transsonisk vinge vid DNW-TWG i Göttingen. Förutom tryckmätningar inrättades ett färgschlierisystem för att ge information om spikarnas påverkan på strömningsfältet. I det följande förklaras de första grunderna för aerospikes på transoniska vingar. Därefter beskrivs vindtunnelexperiment och resultaten av mätningarna presenteras och diskuteras. Detta följs av en slutsats.