超临界机翼是一种特殊翼剖面（翼型）的机翼。采用这种翼型设计的
固定翼飞机可大幅改善在跨音速范围内的气动性能，降低阻力并提高姿态可控性。
大型飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计,推进系统/机体一体化设计,抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。
超临界机翼采用特殊翼剖面（翼型）的机翼。它能提高机翼的
临界马赫数，使机翼在高亚音速时阻力急剧增大的现象推迟发生。它的翼型被称为
超临界翼型，由美国R.T.惠特科姆于 1967年首先提出。 其形状特征是前缘较普通翼型钝圆，上表面平坦,下表面接近后缘处有反凹(见图)，后缘薄,而且向下弯曲。气流绕过普通翼型前缘时速度增加较多(前缘越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速继续增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飞行速度足够高时(相当马赫数0.85～0.9),翼型上表面的局部流速可达到音速。这时的
飞行马赫数称为临界马赫数。飞行速度再增加，上表面便会出现强烈的激波，引起气流分离，使机翼阻力急剧增加。为了保持飞机飞行的经济性，飞行马赫数不宜超过临界马赫数。想要提高飞行速度就要设法提高机翼临界马赫数。减小机翼厚度或采用后掠机翼（见后掠翼飞机）可以提高临界马赫数，但是这样会增加机翼重量。采用超临界机翼可提高临界马赫数，同时不必付出增加机翼重量的代价。
超临界翼型的前缘钝圆，气流绕流时速度增加较少，平坦的上表面又使局部流速变化不大。这样，只有在
飞行马赫数较高时，上表面局部气流才达到音速，即其
临界马赫数较高。在达到音速后，局部气流速度的增长较慢，形成的激波较弱，阻力增加也较缓慢。
超临界机翼还可用于减轻飞机结构重量。如果带后掠翼的高亚音速飞机改用超临界机翼，在保持飞行速度不变的情况下，可以在机翼厚度不变时改用平直机翼，这样就可减轻机翼重量，同时改善机翼的低速气动特性。如维持后掠角不变而采用厚机翼，同样可降低机翼重量，还可增加机翼内的容积，用以放置燃油或其他设备。超临界机翼由于前缘钝圆，低速和跨音速的升力特性比较好，有可能应用在
超音速飞机上。
二十世纪60年代到70年代在NASA内部集中力量发展了具有二位跨音速紊流流动病能提高阻力发散马赫数的实用翼型，同时该翼型能够保持可接受的低速最大胜利和失速特性，这就是所谓的超临界机翼。这种建立在带有等熵再压缩的局部超音速流概念上的独特翼型形状的特点是：具有大的前缘半径，在上表面中部区域减小曲率，同时具有大的后弯度。
阶段1超临界机翼的典型代表是开缝超临界机翼。该翼型的3/4弦长附近的上下表面之间开了一条缝，以给上下表面层增加能量和延迟分离。其上表面大部分区域保持着超音速流，当超过
临界马赫数后具有良好的亚音速阻力增长特性。
阶段2超临界机翼设计是在上面提到的设计准则基础上设计的。每一翼型的设计条件是通过指定最大厚度和升力系数而让马赫数“浮动”来建立的，以便翼型能达到一般设计和非设计压力分布。该阶段所有的设计均假定在3%弦长处达到全紊流。
阶段3超临界机翼是在阶段2的基础上发展的。当阶段2的
超临界翼型提出后，人们担心超临界翼型的后缘半径太大而不能获得很好的低速特性，以及翼型的低头力矩太大和翼型后缘剪头的结构空间不够大。阶段3的发展就是为了结局这些问题。