協和式飛機的技術特點
協和式飛機前機身細長，這樣既可以獲得較高的低速仰角升力，有利於起降，又可以降低超音速飛行時產生的阻力，有利於超音速飛行。協和式飛機由於機頭過於細長，飛行員在起降時由於高仰角導致視線會被機頭擋住，同時為了改善起降視野，機頭設計成可下垂式，在起降時下垂壹定的角度，可以往下調5至12度，以便飛機在起飛和降落時，飛行員獲得極好的視野，巡航時則轉到正常狀態。不過龐大的機頭角度調整設備占用了飛機的寶貴重量與空間。
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，協和式飛機的機翼采用三角翼，機翼前緣為S形。協和式飛機***有四臺渦輪噴氣發動機。發動機由英國羅爾斯·羅伊斯公司和法國國營航空發動機公司(Rolls-Royce/SNECMA)負責研制。發動機型號為“奧林帕斯”593Mk610渦輪噴氣式發動機（Olympus 593）。單臺推力169.32千牛（38,000 lbs)。發動機具備了壹般在超音速戰鬥機上才使用的加力燃燒室(後燃器)。 協和式飛機的飛行速度能超過音速的兩倍，最大飛行速度可達2.04馬赫，巡航高度18000米，巡航速度達到每小時2,150公裏。
協和式飛機是1970年代的產品，但電子設備還是比較先進的。特別是在自動飛行方面，協和式飛機能夠達到Ⅲ級自動降落和起飛，即協和式飛機完全能按照程序和指令，在無飛行員操縱下自動進行起飛與降落。
由於協和式飛機設計於1960年代，所使用的技術只能代表60年代的技術水平，所以存在著兩個重大的缺陷：壹個是經濟性差。協和式飛機壹次可滿載95.6噸的燃油，可每小時卻要消耗掉20.5噸，耗油率較高。最大油量航程7000多公裏，最大載重航程5000公裏，由於協和式飛機航程較短，也就是說它只能勉強橫跨大西洋飛行，而不能橫跨太平洋飛行，這就限制了它的使用範圍。協和式飛機標準客座為100，最大客座為140，載客量偏小，運營成本較高。從而降低了它的經濟性。二是起落時噪音太大，致使世界上絕大部分國家都不讓它起落；而且由於超音速飛行產生的音爆，被限制不得在大陸上空進行超音速飛行。 協和飛機最初的設計主導思想，是立足於1950年代的航空技術水平，避免采用過多未成熟的新技術。但後來在研制過程中發現，超音速客機在空氣動力學、飛行控制系統、發動機等方面的技術難度都超過了預期，過分依靠既有技術難以達到預定的性能指標，所以協和飛機的發展過程中也研究、應用了許多新技術，代表了1960年代歐洲航空技術的最高水平，對以後的民航客機發展具有重要影響，但協和飛機的研制時間也因此大大延長。
高速飛行和飛行性能優化： S型前緣雙三角翼；電腦控制的可變發動機進氣坡度，超音速巡航能力；電傳操縱發動機，是今天全權限數字電子控制（Full Authority Digital Electronic Control）發動機的先驅；可下垂式機鼻，以增加著陸時駕駛艙的能見度；減重和提升性能； 2.04馬赫的巡航速度能帶來最經濟的燃油消耗（雖然渦輪噴氣發動機於高速時能獲得較高的效率，但以2倍馬赫速度巡航能面對最低的激波阻力）；機體主要材質為鋁合金以減輕重量，並以傳統的方式建造以避免未知因素帶來的風險；全權自動駕駛（autopilot）和自動節流閥（autothrottle），容許飛行員於爬升至著陸期間完全不介入飛行操縱；全電子類比電傳操縱飛行控制系統多功能的飛行操縱界面（control surfaces）；部件更輕但壓力高達28Mpa的高壓液壓系統傳輸各項空氣動力學數據（包括總壓力、靜壓力、迎角、側滑等）的數據通道，傳感器分布於機身多個位置；全電子控制類比電傳制動（brake-by-wire）系統，采用俯仰配平（Pitch trim），燃油可以在各油箱內轉移以控制飛機重心和升力中心的相對位置；部分部件以雕刻銑削方式從壹整塊合金坯料制造成形，以減少零部件數量，同時減輕重量並提高部件強度。 協和飛機的S型前緣細長三角翼的出現，有功於1950年代至1960年代期間超音速空氣動力學、旋渦動力學的蓬勃發展，許多理論上的預言已經得到了風洞試驗的證實。第二次世界大戰後，後掠翼得到了廣泛的應用，超音速飛行也成為可能。1950年代初，英國皇家飛機研究院（Royal Aircraft Establishment，RAE）空氣動力學部成立了壹個研究小組，開始了對超音速客機的初步研究和設計工作。起初研究小組提出過采用後掠翼的方案，但發現這樣雖能提高飛行速度，但也產生了壹些問題，最主要是降低了飛機的升阻比，起飛著陸距離長。為了改善飛機的低速性能，研究小組甚至討論過采用可變後掠翼的可行性，但依然存在結構復雜、配平困難等問題。但非常幸運的是，壹大批優秀的空氣動力學家，例如迪特裏希·屈西曼（Dietrich Küchemann）、約翰娜·韋伯（Johanna Weber）、史密斯（J. H. B. Smith）、馬斯克爾（E. C. Maskell），當時雲集超音速運輸飛機委員會（STAC），為協和飛機的細長三角翼作出重要貢獻。
這些空氣動力學家的研究發現，氣流從渦流發生器（例如細長機翼）前緣通過會分離出穩定的漩渦（脫體渦，trapped vortex），高速旋轉的氣流提高了機翼表面的負壓，漩渦強度隨迎角增大而增大，產生很大的渦升力（Vortex lift），並在升力線斜率上表現出明顯的非線性。這種非線性升力在低速或大迎角狀態下更明顯，所產生的升力更大。1950年代起，跨聲速風洞、超聲速風洞成為試驗超音速飛機氣動性能的最佳途徑。在試驗中，三角翼的優勢越來越明顯。在超音速飛行中，三角翼氣動阻力小，而機鼻形成的沖擊波到達三角翼的大後掠前緣時，會使三角翼產生非常高的氣動效率。另壹方面，在大迎角飛行時，三角翼的前沿還能產生大量渦流，附著在上翼面，產生的渦升力能大大提高總體升力。壹批三角翼試驗機，如亨德裏·佩奇公司的HP.115、費爾雷公司的Delta 1、Delta 2，也驗證了這項特性。然而，普通無尾三角翼的設計也擁有了後掠翼的部分缺點，由於超聲速三角翼飛機展弦比較小，低速飛行時的升阻比低，氣動特性不理想，起飛著陸距離長。因此，協和飛機采用了雙三角翼的設計。雙三角翼的內外側兩個後掠角，靠近機身的翼根位置有較大的後掠角，以降低阻力；而在主要產生升力的機翼外段采用較小的後掠角和較小的機翼弦長，機翼前沿不是直線而是S型的曲線。細長S型前緣三角翼提高了低速時的升阻比，渦流穩定性好，平衡了高速和低速時的要求，對低速起降時的操縱性有所改善。協和飛機的細長三角翼由於有效利用了脫體渦升力，滿足了飛機在低速、大迎角的情況下所需要的升力。此外，S型前緣三角翼的空氣動力中心位於飛機重心之後，最大限度地減少升力中心隨速度的移動；從亞音速過渡到超音速飛行時，機翼壓力中心位置變化較小，提高了飛機的穩定性。 為了令協和飛機在經濟上可行，它需要飛行壹段頗長的距離，這需要壹種高效率的發動機。為了適應超音速飛行的需要，因此迎風面積較小的渦輪噴氣發動機是最佳選擇，以減少阻力及產生達超音速的排氣速度，而油耗較低和噪聲較少的高涵道比渦輪風扇發動機則不適合用於超音速客機。每架協和飛機裝配了四具由勞斯萊斯和斯納克瑪公司聯合研制的奧林匹斯593 Mk 610型軸流式雙轉子（twin spool）渦輪噴氣發動機，是當時世界上推力最大渦噴發動機，每具可產生多達18.7噸的推力。奧林匹斯發動機最初是為火神式轟炸機（Avro Vulcan）研制，其後再為協和飛機發展出593型。四具發動機以兩具壹組發動機短艙的方式，分別下掛在機翼下側，而沒有發動機支架，減少了氣體湍流，使發動機更加穩定，以免發動機在超音速飛行時脫落。協和飛機也可以使用反推力裝置，以提高下降率及縮短降落距離。當飛機處於亞音速飛行而高度低於30,000英尺（約9144米）時，靠近機身的兩具發動機反推力裝置便可開啟，飛機的下降率可提高至每分鐘10,000英尺（約3048米）。
奧林匹斯593型發動機是西方國家唯壹壹種帶有加力燃燒室的民用渦噴發動機。協和飛機除了在起飛和跨音速時（0.95馬赫至1.7馬赫之間）使用加力燃燒室外，其余時段均會關閉。實際上在無加力燃燒室的協助下亦能勉強到達2馬赫，但發現要花更長時間在高阻力跨音速階段的加速過程，耗油量反而更高。由於渦輪噴氣發動機在低速時效率非常低，協和飛機在跑道滑行起飛時就需要消耗超過2噸燃料。由於飛機在經過長時間飛行後飛機重量隨燃油消耗而減輕，飛機降落後在地面滑行時只會使用外側的兩具發動機就能提供足夠推力。如果協和飛機在降落後滑行中途耗盡燃料的話，飛行員會被解雇。盡管如此，當協和飛機以2馬赫速度進行超音速巡航時，奧林匹斯593型其實是世界上效率最高的渦輪噴氣發動機。
在超音速飛行時，進氣道口會產生激波並對空氣進行預壓縮。為了降低超音速激波阻力，並讓發動機維持最佳進氣效率，協和飛機的進氣道也經過了特殊設計。所有常規噴氣發動機都只能吸收速度約0.5馬赫的氣流，因此巡航速度達2馬赫的協和飛機必須將超音速的進氣速度減慢至亞音速，否則發動機效率會大大降低，並可能引發發動機喘振等問題，另外協和飛機也必須控制減慢氣流速度時所形成的激波位置以避免損壞發動機。為解決上述問題，協和飛機采用了可調節進氣道，以壹對可移動的大型斜板（Moveable ramp）和壹道溢流門（Spill door/Auxiliary flap），按不同的飛行速度和情況，調節進氣速度和激波位置並對引進氣流進行預壓縮。
兩塊斜板位於發動機短艙進氣道頂部，由液壓系統控制，可以向下移動；而溢流門則位於進氣道下方可以向上下開合控制氣流流入或流出。在飛機起飛時發動機進氣需求高，斜板會平放（處於收起狀態），溢流門會向上打開以增加進氣量。當飛機速度到達0.7馬赫時，溢流門會關閉；而速度達1.3馬赫時，斜板會開始移動並將氣流引導出進氣道並用於機艙加壓。當飛機以2.0馬赫進行超音速巡航時，斜板會覆蓋壹半進氣口面積，協助壓縮空氣和增加氣流溫度以減輕發動機壓縮段的工作壓力。這套系統對提高發動機效率有很大幫助，協和飛機在超音速飛行時，有63%的推力是由進氣道預壓縮產生。
如果在飛行時發動機失效熄火會為傳統亞音速客機帶來重大問題，不僅是失去部分推力而且還會產生很大的阻力，導致飛機向失效發動機的壹方傾斜和偏航。如果這個情況於超音速飛行時出現，幾乎可以肯定會對機體強大產生極大的挑戰 。發動機失效後涵道實際上已經毫無作用並且成為嚴重的阻力來源，所以協和飛機會將失效發動機的進氣道溢流門向下打開，並將斜板完全展開以形成進氣口接近封閉的狀態，將氣流下壓並導向發動機下方通過，將發動機短艙恢復流線型，以減低失效發動機產生的阻力同時提供少許升力。在實際測試中，協和飛機可以在2馬赫飛行途中關閉壹側的2具發動機，而不會產生任何操縱問題。而飛行員也需要定期接受培訓，學習應付這種突發情況。 協和飛機在在五萬余呎高空飛行，機外環境溫度約為零下50℃，飛機在超音速飛行時，空氣壓力和摩擦力會使飛機表面加熱，而且飛機不同部分的升溫情況也有所差異，並且會在機身表面形成溫差。超音速飛機最熱的部份除了發動機之外就是機頭頭錐，協和飛機在飛行時頭錐最高溫度可達127℃，機身後段也可超過90℃。協和飛機主體材質為硬鋁（AU2GN/ASTM 2168飛行器專用鋁材），僅在部分需要長時間承受高溫的特殊部位，例如升降副翼、發動機短艙等處使用鈦合金和不銹鋼。鋁材在當時已經在飛機制造工業廣泛使用，應用經驗較多，而且價格低廉、建構容易。硬鋁結構穩定，可持續承受達127℃的高溫，因此協和飛機的最高速度被限制在2.02馬赫，而這個速度是硬鋁的高溫極限。假如目標速度超過2.02馬赫，機體則需要大範圍的使用鈦合金或不銹鋼，大大增加制造成本和飛機重量。
協和飛機於飛行期間會經歷兩個加熱及冷卻的循環。第壹次冷卻於飛機起飛爬升時，機身溫度隨高度提升而下降；然後超音速飛行時機體表面加熱，最後於飛機下降、速度減慢時再度冷卻。這些因素都必須於冶金塑模時壹並考慮。為此協和飛機在研制時建立了壹個試驗平臺，對壹片全尺寸的機翼進行反復加熱和冷卻，並定時抽取金屬樣本進行金屬疲勞檢驗。由於熱脹冷縮，協和飛機超音速飛行期間，機身會膨脹延長達300毫米，這個現象最明顯的地方就是飛行工程師的儀表板與客艙隔板間的距離會在飛行途中增加並形成壹條縫隙。所有協和飛機在其退役飛行時，飛行工程師都會將自己的帽子放置於縫隙中，當飛機降落、冷卻後，帽子就會永久被夾在其中。
為了保持機艙涼快，協和飛機所載的燃油會有類似“散熱片”的作用，以吸收空氣調節和液壓系統產生的熱力。超音速飛行時，駕駛艙前的窗戶也會被加熱，此時窗前會加上壹塊遮陽板以防止熱力直接傳遞到駕駛艙。
由於協和飛機具有表面加熱的特性，因此其塗裝亦有所限制。機身表面大部分面積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到鋁制結構和油箱安全 。至1996年，法國航空為了協助百事可樂宣傳，曾將壹架協和飛機（登記編號F-BTSD）除機翼以外塗上以藍色為主的廣告塗裝。根據法國宇航和法國航空的建議，這架協和飛機維持以2馬赫的速度飛行不多於20分鐘，而在1.7馬赫下則未有限制。只有F-BTSD被選定用於廣告宣傳，是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
協和飛機高速飛行時，轉向會為飛機結構帶來巨大壓力，導致結構扭曲變形。為了在超音速飛行時依然能夠維持有效、精確的控制，解決辦法是對機翼內側和外側的升降副翼（elevon），依照不同的速度狀態，進行按比例的調整。超音速飛行時，相對軟弱的機翼外段的副翼控制面將會鎖定在水平位置，而只會操作靠近翼根位置、相對強度較高的內側副翼控制面。
另壹方面，細長的機身意味著較低的結構強度。實際上協和飛機飛行時機身會出現少許彎曲，尤其在起飛時這個現象更為明顯 。這個時候當飛行員在機頭回望客艙，就能顯著的看到這個情況，但由於機艙中段設置了廁所，阻隔旅客的視線，所以大多數旅客並未能察覺到機身的變化。 無尾三角翼飛機的起飛（降落）距離和速度都比較高，這對飛機的制動系統和起落架也是壹項挑戰。協和飛機起飛速度高達每小時400千米（250哩），為了讓飛機在起飛失敗後迅速減速，協和飛機是首批使用防抱死制動系統（ABS）的民航客機，這是壹套具有防滑、防鎖死等優點的安全制動控制系統。傳統制動系統在飛機起飛失敗緊急制動時往往只能抱死機輪，加上前沖的慣性，容易造成側滑、方向不受控制的情況。防抱死制動系統可以防止機輪於制動時鎖死令輪胎的靜摩擦力變成滑動摩擦力而無法控制方向，提高制動效率和操縱性，避免飛機失去控制，這尤其於濕滑地面更為重要。 協和飛機也是全球首種采用碳基（carbon-based）制動裝置的民航機。這是鄧祿普（Dunlop）公司的產品 ，能夠把重達188公噸、時速達305千米（190哩）的協和飛機於1,600米內煞停。完全停止後，制動裝置的溫度會達300℃至500℃，需要數小時才能冷卻。
除此之外，由於協和飛機是無尾三角翼設計，在起飛時需要壹個較大的迎角（約18度）才能獲得足夠的升力，因此起落架也需要特別加強，並延長主起落架支架。但這又對起落架的收納產生麻煩，為了減少占用空間，起落架收起時需要伸縮壹段距離，否則兩個起落架將會碰撞。另壹方面基於大迎角起飛、降落的需要，為避免機尾觸地，協和飛機也在機尾設置了壹個小型雙輪輔助起落架，成為協和飛機的壹個特色。 可下垂的機鼻頭錐是協和飛機的外觀特征之壹，既能在飛行時保持飛機的流線外型減低阻力，又可以於滑行、起飛和著陸時改善飛行員的視界。為了減少飛行阻力，協和飛機的機頭較其他民航機更長，並呈針狀。三角翼飛機起飛和著陸時的迎角較大，又長又尖的機鼻會影響飛行員對跑道、滑行道的視野，因此協和飛機的機頭設計成可以改變角度以迎合各種操作需要 。另外機頭頭錐也帶有壹個整流罩，這個可移動的整流罩具有維持機頭流線型、保護駕駛艙玻璃、阻隔超音速飛行熱力等功能。整流罩會在頭錐下垂前收納到頭錐內，而當頭錐恢復水平時，整流罩會升回駕駛艙擋風玻璃前方，令機頭回復流線外型。
首兩架協和飛機原型機的整流罩只有兩扇小窗。但美國聯邦航空局反對這種嚴重影響飛行員視界的設計，並要求改善設計，否則協和飛機將不予容許在美國營運。因此以後制造的預生產型、量產型飛機整流罩均修改成六扇大窗。
在地面滑行和起飛時，駕駛艙內的控制器能控制整流罩收納到頭錐內並把頭錐角度下調5°。起飛後，整流罩和頭錐都會恢復原位。至飛機降落前，整流罩會再次收納到頭錐內，然後頭錐會下調12.5°以取得最佳前下方視界。而降落時頭錐會迅速回復到5°的位置以避免頭錐觸地。在非常罕有的情況下，協和飛機會將頭錐下調至12.5°起飛。此外，協和飛機也可以僅僅收起整流罩，而頭錐維持水平，但這只有在清潔擋風玻璃和短時間亞音速飛行時使用。 普通亞音速民航客機由紐約飛往巴黎需要花上8小時，但協和飛機完成同樣旅程僅僅需要少於3.5小時，平均巡航速度達2.02馬赫（2,140千米/小時），最高巡航高度為18,300米，比普通飛機快超過兩倍 。
在定期航班服務中，協和飛機采用壹種較有效率的“巡航爬升”（cruise-climb）方式。隨著燃油消耗，飛機變得越來越輕因而能夠爬升至更高的高度。這樣的方式通常有較高效率，因此普通民航客機亦會使用類似這種方式爬升，名為階段爬升（step climb），但普通飛機需要得到航空交通管制員許可才能爬升至更高高度。在北大西洋航線（North Atlantic Tracks）巡航期間，協和飛機在爬升至50,000英尺後已沒有其他民用客機與其***用空層，因此自50,000英尺起協和飛機能緩慢爬升至60,000英尺。 由於平流層氣流運動穩定，氣流以平流運動為主，超音速飛機的航線是長期固定的，而非像其他飛行在平流層底部的普通民航客機，需要每天根據天氣情況調整航線。
英國航空航班的呼號是“Speedbird”，但唯獨由協和飛機執行的航班是例外。為了提醒航空交通管制員協和飛機獨特的性能和限制，通訊時會在其呼號“Speedbird”後加上“Concorde”，所以協和飛機的航班（BA001—BA004）在通訊中會被稱為“Speedbird Concorde 1”—“Speedbird Concorde 4”。而來往巴巴多斯的包機服務，及維修後的試驗飛行，其呼號也會使用“Speedbird Concorde”為前綴並加上四位數字的航班號碼。