超临界翼型不是一种，而是一族，以适应不同飞机的使用要求。各航空大国都对这种特殊的翼剖面进行过系统研究，且设计细节和获得的翼型参数是相互保密的。我国经过多年的探索，在超临界翼型的研究方面已取得了一大批成果，已有多款国产飞机选择了此类翼型。我国20世纪70年代初研制运-10客机时，就成功地运用了超临界翼型技术，从而使运-10的许多飞行性能胜过了波音707。由此类推，如果运-20也采用新开发的超临界翼型，那么在气动性能上，该机应明显超越伊尔-76，与同样选择超临界翼型的C-17基本相当。
C-17的超临界翼型
问：为什么C-17的机翼作动筒较少，机翼也更简洁？
答：运-20机翼下表面的襟翼作动机构及其整流罩虽比伊尔-76MD-90A少一套，但比C-17多两个。这是三者间的差异之一。其二，运-20所配备的滑退式三开缝襟翼的复杂程度显然要高于C-17采用的吹气式襟翼。第三，运-20的襟翼偏转角度也明显大干C-17。
三开缝襟翼是一种气动效率非常高的增升装置。它由多块附着在机翼后缘的可动翼片组成，平时收拢在机翼后缘处与机翼合为一体，只有在飞机处于起飞、着陆阶段或某些需要低速飞行的情况下，它们才转为滑退、偏转状态。使用时，三开缝襟翼沿下翼面安装的滑轨后退，同时下偏。这种襟翼放下、伸展后，不但可以改变机翼的剖面形状，加大翼型弯度，提高上下翼面间的速度差和压力差，还能利用依次滑退的活动翼片扩展机翼的面积，增升效果非常显著。
运-20的三缝襟翼
如果三开缝襟翼完全推展开来，便会在其翼面上形成三条横向的缝隙，通过这些缝隙把一部分压力较高的气流从机翼/襟翼的下表面引导至襟翼的上表面，将可大大增加上表面的流速，并利用气流的附壁效应（科安达效应），改善襟翼背风区的流场，使紊乱的分离流重新变为附体流（紧贴在翼面上）。从吹风试验和试飞的结果看，这种先进襟翼系统的总体增升效果要比普通的简单式襟翼、开裂式襟翼、单开缝襟翼更好，可使全机的升力系数提高1.5倍左右（未扣除配平损失）。许多现代化的民航客机都采用了类似的襟翼增升装置。
当然，由于三开缝襟翼有多个相互独立的活动翼面，滑退、偏转机构较为复杂，展开后的襟翼面积和下弯角度很大，用于增升时它们所负担的举力和力矩自然也就比较高，因此需要一套复杂的由控制系统、作动装置、承力结构、导向滑轨、传感器等组成的机构来运转。翼型很薄的轻小型飞机难以应用这项技术，只有机翼相对较厚的大中型飞机才适合安装三开缝襟翼。
三开缝襟翼示意图
C-17的钛合金外吹式襟翼也颇有特色。起飞和着陆时，利用发动机的喷流外吹在双开缝襟翼上，可产生较强的动力增升效果，从而大大降低飞机的起降速度，缩短滑跑距离（当然，运-20的襟翼也会受到发动机喷流的影响）。与滑退式的三开缝襟翼相比，这种固定式的双开缝襟翼绕轴放下时的偏转量较小，行程和力臂较短，受力情况较好，因此可适当地减少动作筒的数量，每块襟翼使用两套作动装置就够了。
外吹式襟翼示意图
C-17的钛合金外吹式襟翼
问：C-17、A400M的机翼有翼梢小翼，可以省油，中国商飞的C-919也采用此设计，为什么运-20没采用？
答：“翼梢小翼”的最初发明者也是理查德·惠特科姆博士，但最早应用这项技术的却是欧洲国家。为此，惠特科姆还曾与多个欧洲航空公司和飞机制造企业打官司。结果，持有该项专利技术的惠特科姆却输了。为什么？因为人家受其专利思想的启发，在“惠特科姆小翼”技术的基础上进行了大量的研究和改良试验，装在欧洲飞机上的翼尖小翼的构形与“惠特科姆小翼”已有很大的区别，因此，不好说别人是抄袭。
理查德·惠特科姆翼梢小翼
目前，欧洲空中客车公司研制的几乎所有的大中型民用飞机，如A300、A310、A318、A219、A320、A321、A330、A340等，均采用了不同类型的翼梢小翼，并取得了良好的经济效益。美国的波音、洛克希德·马丁等公司应用该项技术的时间相对较晚，波音757、767、777、MD-90、MD-95/波音717等方案在设计时均未考虑安装这种装置。波音747-400大型客机是波音公司产品中最早采用翼梢小翼的改进型飞机，设计人员为其增设了一个1.83米高的小翼。老款的波音737-100/200/300等型别未配翼梢小翼，较新的改进型如波音737-500/600/700也没装，直到最新的生产型波音737-800才采用了翼梢小翼方案。作为波音公司的军用拳头产品，C-17倒是在设计初期就采用这种新型设计，选择了NASA为其开发的高2.9米的小翼。
翼梢小翼能降低翼尖涡强度，降低阻力
翼梢小翼的作用正如网友所言，可以省油。那么，它又是如何达成节能减排指标的？从原理上讲，这种气动装置是通过阻挡和分散翼尖涡的方式，削弱这一有害能量的影响，从而给机翼增升减阻，最终实现降低油耗、加大航程和航时之目的。前面提到，飞机主要靠气流在机翼上表面与下翼面间产生速度差、压力差来产生升力。在机翼翼尖的区域，由于下翼面的压力高于上表面，底部气流有向上翻卷、进行压力交换的趋势，并最终形成翼尖涡。这股涡流会给飞机带来不利的干扰——使翼尖的升力减小，阻力增加（称为翼尖诱导阻力或升致阻力），从而导致全机升阻比降低。为此，发动机必须付出更多的能量才能维持飞机的飞行，巡航经济性也随之变差。
怎样才能减少翼尖涡的有害影响呢？措施之一是加大机翼翼展，尽量缩小翼尖涡对机翼的干扰范围。但增大翼展又会引发结构强度、刚度、重量等一系列问题。办法之二是对翼尖进行修形，如采用椭圆翼尖、低阻翼尖等方案，但这些措施的效果有限。对策之三便是安装翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等气动装置。它们一般垂直、倾斜或水平布设在翼尖处，用以阻挡和分散翼尖涡，以降低其对机翼的不利影响。
试验数据表明，“全封闭”式翼尖端板的气动效益不如翼梢小翼好，因为它在减少诱导阻力的同时，本身也会产生一定的磨擦阻力和干扰阻力，对改善全机升阻特性的贡献不大（除非把它当做“翼稍立尾”使用）。而装在翼尖较为靠后位置上的翼梢小翼可使全机的升阻比提高1%-15%。当然，加装翼梢小翼后也会带来一些新问题：一是小翼本身有一定的重量，二是它们产生的气动力将对翼根形成不小的弯矩。因此，机翼的强度、刚度等需要加强，结构重量也将增大。