最近10年，隨著誰誰家研發(fā)的大飛機越來越多。比如運20、C919和C929等逐步向世界先進水平靠攏，有一個航空專業(yè)詞高頻率的出現(xiàn)，這就是超臨界機翼。當今全球新研發(fā)的大型軍用和民用飛機，都多會采用超臨界機翼。超臨界是相對于臨界而言，超過臨界才叫超臨界。臨界和超臨界，都是相對于音速。一般把一倍音速的飛行速度叫做一馬赫，不過音速本身，在空氣中并不確定。一般在常溫常壓下，海平面高度的音速大約是340米每秒。而上升到距離海平面1萬米的高空，音速會下降到310米每秒上下。再到1.5萬米以上更高的高空，音速甚至會進一步下降到300米每秒。因此對飛機來說，飛的越高，音速的絕對值會更低一些。不過不論是軍用飛機還是民用飛機。更需要關注接近音速下帶來的激波現(xiàn)象。

過去相當長一段時間，即使航空專家都認為一倍音速，也就是1馬赫的速度在大氣層內(nèi)是不能超越的。因為當時制造的飛機還沒飛到一馬赫，就會出現(xiàn)飛行阻力瞬間急劇增大，飛機出現(xiàn)激烈震動的問題。如果繼續(xù)飛行，甚至會出現(xiàn)飛機當即空中解體的極端情況。后來才知道如果把飛機形狀和推力進行優(yōu)化，1倍音速是可以超越的。不過在突破音速前后，出現(xiàn)激波和音爆的現(xiàn)象仍然不可避免。不過除了特殊的軍用戰(zhàn)機和個別追求高速的超音速客機，大多數(shù)民用客機和軍用運輸機并不需要超音速飛行。但是二戰(zhàn)后發(fā)現(xiàn)，一部分飛機只飛到了0.85馬赫的高亞音速，就已經(jīng)出現(xiàn)飛機嚴重抖動和阻力急劇增大的現(xiàn)象。分析下來的結論是，雖然飛機此時整體上還沒有達到音速，但是飛機的機體和機翼的局部氣動位置，就已經(jīng)達到了音速。

出現(xiàn)了激波氣流的積累。導致飛機的震動和阻力的急劇增大。這種現(xiàn)象大多出現(xiàn)在飛機飛行速度足夠高時，相當馬赫數(shù)0.85到0.9。機翼上表面的局部流速可達到音速。這時的飛行馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。飛行速度再增加，上表面就會出現(xiàn)強烈的激波，引起氣流分離，使機翼阻力急劇增加。為了保持飛機飛行的經(jīng)濟性，亞音速大型飛機的飛行馬赫數(shù)不宜超過臨界馬赫數(shù)。不過二戰(zhàn)后出現(xiàn)了噴氣客機，隨著噴氣發(fā)動機的推力越來越大，飛機的整體速度也必然越來越高。因此臨界狀態(tài)就很容易出現(xiàn)。想要繼續(xù)提高飛行速度，就要設法提高機翼臨界馬赫數(shù)。減小機翼厚度或采用后掠機翼，可以提高臨界馬赫數(shù)，但是這樣會增加機翼重量。而且瀚海狼山認為在起降階段，客機和運輸機又需要較好的低速性能，因此機翼不能無限制的增大后掠角。如何在后掠角兼顧高亞音速和低亞音速的情況下，讓飛行臨界狀態(tài)更晚的出現(xiàn)，提高飛機的整體巡航速度，更加節(jié)約能源提高效率，超臨界機翼就是不多的選擇。

美國人惠特科姆于 1967年首先提出，超臨界機翼采用特殊翼剖面提高機翼的臨界馬赫數(shù)，使機翼在高亞音速時阻力急劇增大的現(xiàn)象推遲發(fā)生。其形狀特征是前緣較普通翼型鈍圓，上表面平坦，下表面接近后緣處有反凹，后緣薄，而且向下彎曲。這樣，只有在飛行馬赫數(shù)較高時，上表面局部氣流才達到音速，即其臨界馬赫數(shù)較高。在達到音速后，局部氣流速度的增長較慢，形成的激波較弱，阻力增加也較緩慢。從1972年開始，大型飛機開始普遍采用超臨界機翼的設計。