協和式超音速客機采用無水平尾翼布局。為了適應超音速飛行，協和式飛機采用了S形前緣的三角翼。協和式飛機有四臺渦輪噴氣發動機。該發動機由英國勞斯萊斯公司和法國勞斯萊斯/斯奈克瑪公司共同研發。發動機型號為“奧林巴斯”593Mk610渦噴發動機(奧林巴斯593)。單推力169.32千牛(38000磅)。發動機有加力燃燒室(加力燃燒室)，壹般用於超音速戰鬥機。協和式飛機的飛行速度可超過兩倍音速，最大飛行速度為2.04馬赫，巡航高度為18000m，巡航速度為每小時2150km。
協和式飛機是1970的產品，但是它的電子設備比較先進。特別是在自動飛行方面，協和式飛機可以實現ⅲ類自動起降，即協和式飛機可以根據程序和指令，在沒有飛行員控制的情況下自動起降。
因為協和式飛機是1960年代設計的，采用的技術只能代表60年代的技術水平，所以有兩大缺陷:壹是經濟性差。協和式飛機壹次可裝載95.6噸燃油，但每小時消耗20.5噸，油耗率很高。最大燃油續航裏程7000公裏以上，最大載重續航裏程5000公裏。因為航程短，也就是說協和式飛機只能勉強飛越大西洋，不能飛越太平洋，限制了它的使用範圍。協和式飛機標準載客量100，最大載客量140，載客量小，運營成本高。從而降低其經濟性。二是起降時噪音太大，世界上大多數國家都不讓它起降；而且由於超音速飛行產生的音爆，限制其在大陸上空超音速飛行。協和式飛機最初設計的主導思想是立足於60年代+0950年代的航空技術水平，避免采用太多不成熟的新技術。但在研制過程中發現，超音速客機在空氣動力學、飛控系統、發動機等方面的技術難點。超出預期，過分依賴現有技術難以達到預定的性能指標。因此，協和式飛機的研制過程中也研究和應用了許多新技術，這些技術代表了1960年代歐洲航空技術的最高水平，對未來民用客機的發展產生了重要影響，但協和式飛機的研制時間卻大大延長了。
高速飛行和飛行性能最佳化:S型前緣雙三角翼:計算機控制的可變發動機進氣斜率、超音速巡航能力:電傳操縱發動機是當今全權限數字電子控制發動機的先驅；機頭可以下垂，增加降落時駕駛艙的能見度；減輕重量，提高性能；2.04馬赫的巡航速度可以帶來最經濟的油耗(雖然渦噴發動機在高速時可以獲得更高的效率，但在2馬赫巡航時可以面臨最低的沖擊阻力)；機身主要材料為鋁合金以減輕重量，采用傳統方式打造，規避未知因素帶來的風險；自動駕駛儀和自動油門允許飛行員在爬升到著陸的過程中完全不幹預飛行控制；多功能飛行操縱面)；全電子模擬電傳飛行控制系統:部件較輕、壓力高達28Mpa的高壓液壓系統，是傳輸各種氣動數據(包括總壓、靜壓、迎角、側滑等)的數據通道。)，並且傳感器分布在機身多個位置；全電控模擬線控剎車系統采用俯仰配平，燃油可以在每個油箱中轉，控制飛機重心和升力中心的相對位置。有些零件是由壹整塊合金毛坯經過雕銑加工而成，以減少零件數量，減輕重量，提高零件強度。協和式飛機S形前緣細長三角翼的出現，促進了20世紀60年代至60年代超音速空氣動力學和渦動力學的蓬勃發展。許多理論預測已經被風洞試驗所證實。二戰後，後掠翼被廣泛使用，超音速飛行成為可能。從65438年到20世紀50年代初，英國皇家飛機研究所(RAE)的空氣動力學部門成立了壹個研究小組，開始了超音速客機的初步研究和設計。起初，研究小組提出了采用後掠翼的方案，但發現雖然可以提高飛行速度，但也產生了壹些問題，其中最主要的是降低了飛機的升阻比和較長的起降距離。為了提高飛機的低速性能，研究團隊甚至討論了采用可變後掠翼的可行性，但仍存在結構復雜、配平困難等問題。然而，幸運的是，當時聚集了壹大批傑出的空氣動力學家，如迪特裏希·屈奇曼、約翰娜·韋伯、j·h·b·史密斯和e·c·馬斯克爾，為協和式飛機細長的三角翼工作。
這些空氣動力學家的研究發現，通過渦流發生器(如細長機翼)前緣的氣流會分離出穩定的駐渦。高速旋轉的氣流增加了機翼表面的負壓，旋渦的強度隨著攻角的增大而增大，產生很大的旋渦升力，升力線斜率表現出明顯的非線性。這種非線性升力在低速或大迎角時更明顯，產生的升力更大。自20世紀60年代以來，跨音速風洞和超音速風洞已成為測試超音速飛機氣動性能的最佳途徑。在實驗中，三角翼的優勢越來越明顯。超音速飛行時，三角翼的氣動阻力較小，當機頭形成的激波到達三角翼的大後掠前緣時，三角翼會產生非常高的氣動效率。另壹方面，在大迎角飛行時，三角翼前緣也能產生大量的旋渦，附著在機翼上表面，產生的旋渦升力可以大大提高整體升力。Hendry Page公司的HP.115、fairey公司的Delta 1、Delta 2等多款三角翼試驗機也驗證了這壹特性。但普通無尾三角翼的設計也存在後掠翼的壹些缺點，因為超音速三角翼飛機展弦比小，低速時升阻比低，氣動特性不理想，起降距離長。因此，協和式飛機采用了雙三角翼的設計。雙三角翼的內外側有兩個後掠角，機身翼根附近有壹個較大的後掠角以減小阻力；但在主要產生升力的機翼外側截面，後掠角和機翼弦長較小，機翼前緣不是直線而是S形曲線。細長的S形前緣三角翼提高了低速時的升阻比，具有良好的渦穩定性，平衡了高速和低速時的要求，提高了低速時的機動性。協和式飛機細長的三角翼有效地利用分離渦的升力來滿足飛機在低速大迎角時所需的升力。此外，S形前緣三角翼的氣動中心位於飛機重心之後，最大限度地減少了升力中心隨速度的移動；在亞音速到超音速飛行的過渡過程中，機翼壓力中心的位置變化很小，提高了飛機的穩定性。為了使協和式飛機在經濟上可行，它需要飛行很長的距離，這就需要高效的發動機。為了滿足超音速飛行的需要，迎風面積較小的渦噴發動機是降低阻力、產生超音速排氣速度的最佳選擇，而油耗較低、噪音較小的高涵多比渦扇發動機不適合超音速客機。每架協和式飛機都裝有4臺由羅爾斯·羅伊斯公司和斯納克·馬公司聯合研制的奧林巴斯593 Mk 610雙轉子渦輪噴氣發動機，這是當時世界上最大的渦輪噴氣發動機，每臺發動機可產生高達18.7噸的推力。奧林巴斯發動機最初是為Avro Vulcan轟炸機開發的，然後593是為協和飛機開發的。四個發動機以兩個發動機短艙的形式掛在機翼下側，沒有發動機支撐，減少了氣體湍流，使發動機更加穩定，防止發動機在超音速飛行時脫落。協和式飛機還可以使用反推力裝置來提高下降速度，縮短著陸距離。當飛機以亞音速飛行，高度低於30000英尺(約9144米)時，可以打開靠近機身的兩個發動機反推裝置，將飛機的下降速率提高到每分鐘10000英尺(約3048米)。
奧林巴斯593發動機是西方國家唯壹帶加力燃燒室的民用渦噴發動機。協和式飛機在起飛和跨音速飛行時(0.95馬赫至65438馬赫+0.7馬赫之間)會關機。實際上在加力的幫助下勉強可以達到2馬赫，但是發現在高阻力的跨音速階段加速時間更長，油耗更高。由於渦噴發動機在低速時效率非常低，協和式飛機在跑道上滑行和起飛需要消耗2噸多的燃油。因為飛機的重量是隨著長時間飛行後的耗油量而減少的，所以飛機著陸後在地面滑行時，只有外面的兩個發動機才能提供足夠的推力。如果協和式飛機在著陸後滑行過程中燃料耗盡，飛行員將被解雇。然而，當協和式飛機以2馬赫的速度超音速巡航時，奧林巴斯593實際上是世界上最高效的渦輪噴氣發動機。
超音速飛行時，進氣口會產生沖擊波，對空氣進行預壓縮。為了降低超音速沖擊阻力，保持發動機的最佳進氣效率，協和式飛機的進氣道也進行了特殊設計。所有常規噴氣發動機只能吸收0.5馬赫左右速度的氣流，所以巡航速度為2馬赫的協和式飛機必須將超音速進氣速度降到亞音速，否則發動機效率會大大降低，可能會造成發動機喘振等問題。此外，協和式飛機還必須控制減緩氣流速度時形成的沖擊波的位置，以免損壞發動機。為了解決上述問題，協和飛機采用了可調節的進氣道，帶有壹對可移動的坡道和壹個溢流擋板。根據不同的飛行速度和條件，調整進氣速度和激波位置，並對來流進行預壓縮。
兩塊斜板位於發動機短艙進氣道頂部，由液壓系統控制，可向下移動；溢流門位於進氣口下方，可以上下開閉，控制空氣的流入或流出。飛機起飛時，發動機的進氣需求高，斜板會平躺(處於收起狀態)並且溢流門會向上打開，增加進氣量。當飛機速度達到0.7馬赫時，溢流門將關閉；當速度達到1.3馬赫時，斜板就會開始運動，將氣流引導出進氣口，進行座艙增壓。當飛機以2.0馬赫的超音速巡航時，斜板會覆蓋進氣道面積的壹半，幫助壓縮空氣，提高氣流溫度，以降低發動機壓縮段的工作壓力。這個系統對提高發動機效率很有幫助。協和式飛機在超音速飛行時，63%的推力是由進氣道預壓縮產生的。
如果在飛行過程中發動機發生故障熄火，會給傳統亞音速客機帶來很大的問題，不僅損失部分推力，還會產生很大的阻力，使飛機向發生故障的發動機壹側傾斜偏航。如果在超音速飛行時出現這種情況，幾乎肯定會對飛機的強度造成很大的挑戰。發動機出現故障後，導管實際上沒有任何作用，成為嚴重的阻力來源。因此，協和會將故障發動機的進氣道溢流門向下打開，將斜板充分展開，形成進氣道接近關閉的狀態，向下壓氣流並引導其從發動機下方通過，使發動機短艙恢復流線型，從而減少故障發動機產生的阻力，提供壹點升力。在實際測試中，協和式飛機可以在2馬赫飛行期間關閉壹側的兩個發動機，而沒有任何控制問題。飛行員也需要定期訓練，學習如何處理這種緊急情況。協和式飛機在5萬多英尺的高空飛行，機外環境溫度約為-50℃。當飛機以超音速飛行時，氣壓和摩擦力會使飛機表面發熱，飛機不同部位的溫升不同，在機身表面形成溫差。除了發動機，超音速飛機最熱的部分是頭錐。協和式飛機在飛行時，頭錐最高溫度可達127℃，機身後段也可超過90℃。協和式飛機的主要材料是硬鋁(飛機用AU2GN/ASTM 2168鋁)，鈦合金和不銹鋼只用於壹些需要長時間承受高溫的特殊部位，比如升降副翼和發動機短艙。鋁在當時的飛機制造業應用廣泛，應用經驗多，價格低，施工容易。硬鋁的結構穩定，能持續承受127℃的高溫，所以協和式飛機的最高速度被限制在2.02馬赫，這是硬鋁的高溫極限。如果目標速度超過2.02馬赫，機身將廣泛使用鈦合金或不銹鋼，這將大大增加制造成本和飛機重量。
協和式飛機在飛行過程中將經歷兩次加熱和冷卻循環。第壹次降溫是飛機起飛爬升時，機身溫度隨高度增加而降低；然後在超音速飛行時機身表面被加熱，最後在飛機下降減速時再次冷卻。在冶金成型中，這些因素必須壹起考慮。因此，在協和飛機的研制過程中，建立了壹個試驗平臺，對壹個全尺寸機翼進行反復加熱和冷卻，並定期取金屬樣品進行金屬疲勞檢查。由於熱脹冷縮，協和式飛機的機身在超音速飛行時會伸縮300毫米。最明顯的現象就是飛行過程中，飛行工程師的儀表盤與機艙隔板之間的距離會增大，形成縫隙。當所有的協和式飛機停飛時，飛行工程師們會把他們的帽子放在缺口裏。當飛機著陸並冷卻下來時，帽子會被永久地夾在裏面。
為了保持機艙涼爽，協和式飛機攜帶的燃料將充當“散熱器”，吸收空調和液壓系統產生的熱量。超音速飛行時，駕駛艙前面的窗戶也會被加熱。這時候會在車窗前加壹個遮陽板，防止熱量直接傳到駕駛艙。
由於協和式飛機具有表面加熱的特性，其塗裝也受到限制。大部分機身表面只能塗上具有高反射特性的白色塗料，以避免超音速飛行時產生的高熱影響鋁結構和油箱的安全。到1996，法航為了幫助百事可樂宣傳，將壹架協和式飛機(註冊號F-BTSD)的機翼主要塗成藍色。根據法國航空航天和法航的建議，協和式飛機將以2馬赫的速度飛行不超過20分鐘，但在1.7馬赫時沒有限制。只有F-BTSD被選為廣告，因為它不需要執行任何需要長時間以2馬赫飛行的定期航班。
結構強度
協和式飛機高速飛行時，轉向會給飛機結構帶來很大的壓力，導致結構變形。為了在超音速飛行中保持有效和精確的控制，解決方法是根據不同的速度狀態按比例調整機翼內側和外側的升降副翼。超音速飛行時，相對較弱的外翼副翼操縱面會被鎖定在水平位置，只有翼根附近相對較強的內副翼操縱面會被操作。
另壹方面，細長的機身意味著較低的結構強度。事實上，協和式飛機的機身在飛行時會有輕微的彎曲，尤其是起飛時。此時，飛行員在機頭處回望機艙時，可以明顯看到這種情況，但由於廁所設置在機艙中間，擋住了乘客的視線，大部分乘客未能註意到機身的變化。無尾三角翼飛機的起飛(著陸)距離和速度都比較高，對飛機的剎車系統和起落架也是壹個挑戰。協和式飛機的起飛速度高達每小時400公裏(250英裏)。為了使飛機在起飛失敗後迅速減速，協和飛機是第壹架使用防抱死制動系統(ABS)的民航客機，ABS是壹種安全的制動控制系統，具有防滑和防抱死的優點。傳統的剎車系統只能在飛機起飛失敗時抱緊死輪，向前推力的慣性容易造成側滑和方向失控。防抱死制動系統可以防止剎車時輪胎的靜摩擦力轉變為滑動摩擦力，無法控制方向，提高剎車效率和機動性，避免飛機失控，這在潮濕地面上尤為重要。協和式飛機也是世界上第壹架帶有碳基剎車裝置的民用飛機。這是鄧祿普的壹個產品，可以在1，600米範圍內停止重量為188公噸，時速為305公裏(190英裏)的協和式飛機。完全停止後，制動裝置的溫度會達到300℃到500℃，需要幾個小時才能冷卻下來。
此外，由於協和式飛機是無尾三角翼設計，需要大迎角(約18度)才能獲得足夠的升力，因此需要對起落架進行特別加強，並加長主起落架支架。但是，這給起落架的存放帶來了麻煩。為了減少占用空間，起落架需要收回壹定距離，否則兩個起落架會發生碰撞。另壹方面，為了避免機尾觸地，協和式飛機還在機尾設置了小型雙輪輔助起落架，這也成為協和式飛機的壹大特色。下垂的鼻錐是協和式飛機的外觀特征之壹，它不僅可以保持飛機的流線型以減少飛行中的阻力，還可以改善飛行員在滑行、起飛和降落時的視野。為了減少飛行阻力，協和式飛機的機頭比其他民用飛機要長，呈針狀。三角翼飛機起降時的迎角較大，長而尖的機頭會影響飛行員對跑道和滑行道的視野，所以協和式飛機的機頭設計成可以改變角度，以滿足各種作戰需要。此外，頭錐還有壹個整流罩，可以保持機頭流線型，保護駕駛艙玻璃，阻擋超音速飛行的熱量。整流罩會在頭錐下垂前收納在頭錐內，當頭錐回到水平時，整流罩會升回到駕駛艙擋風玻璃前部，使機頭恢復流線型。
前兩架協和式飛機原型機的整流罩只有兩個小窗。但FAA反對這種嚴重影響飛行員視野的設計，要求改進設計，否則不允許協和式飛機在美國運營。所以以後制造的所有預生產和量產飛機整流罩都改裝成6個大窗戶。
在地面滑行和起飛時，駕駛艙內的控制器可以控制整流罩收納在前錐內，並將前錐角降低5°。起飛後，整流罩和鼻錐會回到原來的位置。飛機著陸前，整流罩會再次收納在前錐內，然後將前錐降低12.5，以獲得最佳的前視圖和底視圖。落地時，頭錐會迅速回到5°位置，避免頭錐觸地。在極少數情況下，協和式飛機起飛時會將頭錐降低到12.5。此外，協和式飛機可以只是收起整流罩，保持頭錐水平，但這只能在清潔擋風玻璃和短時間亞音速飛行時使用。普通亞音速客機從紐約飛到巴黎需要8個小時，而協和式飛機完成同樣的旅程只需要不到3.5個小時，平均巡航速度為2.02馬赫(2140公裏/小時)，最大巡航高度為18300米，比普通飛機快壹倍多。
在定期航班服務中，協和采用了更高效的“巡航-爬升”模式。隨著燃油的消耗，飛機變得越來越輕，因此可以爬升到更高的高度。這種方式通常效率較高，所以普通民航客機也會以類似的方式爬升，這種方式被稱為階梯爬升，但普通飛機需要空管人員的許可才能爬升到更高的高度。協和式飛機在北大西洋航跡上巡航時，爬升到5萬英尺後與其他民航客機沒有空域，所以可以從5萬英尺慢慢爬升到6萬英尺。由於平流層氣流穩定，且氣流以平流為主，超音速飛機的航線長期固定，不像其他普通民航飛機在平流層底部飛行，需要每天根據天氣情況調整航線。
英國航空公司航班的呼號是“Speedbird”，但協和式飛機執行的唯壹壹次航班是個例外。為了提醒空管人員協和式飛機的獨特性能和局限性，在通信中其呼號“速鳥”後會加上“協和式”，因此協和式飛機(Ba001-Ba004)的航班在通信中將稱為“速鳥協和式1”——“速鳥協和式4”。往返巴巴多斯島的包機服務的呼號和維修後的試飛也將使用“Speedbird Concorde”作為前綴，並加上四位航班號。