超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型，能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。它是由美国国家航空航天局兰利研究中心的Richard T. Whitcomb在1967年提出的。与普通翼型相比，超临界翼型的特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲。但它由于上表面平坦，在减缓气流加速的同时，也会减小升力，为克服这一缺点，可增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力的不足。

超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型，能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。当气流绕过普通翼型前缘时，上表面流速增加较快。当飞行速度接近高亚音速时，翼型上表面的局部流速可以达到音速。这时的飞行马赫数成为临界马赫数。当飞行速度继续增加，就会遇到强烈的激波阻力。这时如果继续增加速度，发动机的功率会被大量消耗，甚至会发生飞行事故。因此，提高飞行速度就需要提高机翼的临界马赫数。

1967年，NASA兰利中心的Richard Whitcomb最早提出了超临界翼型的设计思想。与常规翼型相比，超临界翼型头部比较丰满，上表面比较平坦，曲率较小，后缘附近下表面内凹，以增大翼型后段弯度。特殊的气动外形使得超临界翼型在较高马赫数时，上表面无明显加速，仍能保持均匀的低超声速流动，波前马赫数不高，激波位置靠后且强度较弱。以上流动特点，能够提高超临界翼型的阻力发散马赫数，增大大型飞机的巡航速度，提高巡航效率。

1964年，惠特科姆开始考虑提高机翼效率。他当时的设计思想与20世纪30年代以来一直沿用的翼型曲线相去甚远。经典翼型是上面较圆的弧形。人们认为，这样能产生最大的升力。惠特科姆用了二年时间，对机翼的形状进行了耐心的研究，并在风洞里进行了几周试验。他发现，机翼顶面越是平坦，上面的气流越是趋于平滑。超临界机翼由于具有较高的气动效率、较高的巡航马赫数及较大的机翼相对厚度而被广泛应用于新一代民用飞机及军用运输机上，这种翼型也被用于设计超临界机动战斗机的试验中，致使20世纪70年代后半期之后，几乎被所有主要跨声速飞机所采用。

超临界翼型的头部比较丰满，消除了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速：吸取了平顶翼型设计的优点，翼型上表面中部比较平坦；后部向下弯曲，有利于缓和激波诱导边界层分离；为了弥补翼型中段升力不足，一般将后缘附近的下表面，做成内凹形，使后部升力增加，因此超临界翼型有更高的临界马赫数和更大的超临界马赫数使用范围。超临界翼型能在同样的相对厚度下得到更高的阻力发散马赫数，而在同样的阻力发散马赫数下相对厚度可以提高30%~50%，这样可以在不增加重量条件下，提高飞机强度和刚度，增大展弦比和升阻比。