F-22和J-20虽然超音速升阻比高出常规战斗机甚多，超巡速度下不开加力时的最大持续转向力仍只有4-5 g，远未达到人类忍耐力的极限，超音速机动性大有潜力可挖，超音速巡航的续航时间和航程也存在巨大的提升空间。F-22 的超音速升阻比高出 F-15大约 1/3，而采用大胆前卫的箭形翼的F-16XL，超音速升阻比与经典 F-16 相较提高了 25%，亚音速升阻比提高了 11%。比照这两个历史案例，使用全无尾气动布局的六代机，超音速升阻比有可能在 F-22 的基础上提升 30%，而亚音速气动效率也会有比较明显的改善。先进气动设计与发动机技术的进步相结合，有望使六代机的军用推力超音速持续转向力达到 6-7 g，超音速续航时间和航程成倍增长。F-22 研制过程中使用空重一再增加，定型后翼载偏高，为超音速大过载机动优化的六代机，正常起飞重量翼载应低于 F-22 每平方米 374.9 千克和 F-16XL 每平方米 362.9 千克的水平。相应地，36288 千克和 40824千克级正常起飞重量的六代机，机翼面积分别必须超过 100 平方米和 112.5 平方米。

六代机的超音速巡航速度是一个需要慎重考虑的问题。高速度的战术价值毋庸置疑，否则各大军事强国就没有必要呕心沥血地研制超巡战斗机了，但这里面有个度的问题。以现有技术手段，战术飞机完全能做到以 3 倍音速长距 离飞行，但无法同时维持高机动性和良好的起降性能，且为高速飞行优化的气动布局和发动机组合的亚音速燃油经济性惨不忍睹，将使飞机的作战半径大打折扣。高 速飞机功率巨大的发动机的排气温度极高并含有大量极化颗粒，红外辐射和雷达反射信号均异常强烈，航空史上大名鼎鼎的SR-71就屡次因燃气流的信号特征被民用航空管制雷达捕获。超音速激波锥的滞止温度 (stagnation temperature) 随马赫数增加而急速上升，其计算公式为: 空气的绝对温度 X (1 + 0.2 X 马赫数的平方)。中纬度地区F-22典型巡航高度的气温大约是零下 45 摄氏度/ 228 开氏度，以马赫 1.6，1.8，2.0，2.2，2.6，3.0 速度飞行的战斗机，其激波锥滞止温度分别为345，376，410，449，536，638开氏度。根据斯蒂芬-玻尔兹曼定律 (Stefan–Boltzmann law), 黑体的总辐射能量与其热力学温度的4次方成正比。而被动侦察手段的有效作用距离，则与辐射源能量的平方根成正比，因此红外探测器的有效作用距离与热源绝对温度的平方成正比。据有关资料估计，通过检测激波锥的热辐射，2020年前后列装的先进战斗机红外传感器将可在50海里距离上探测到以马赫 1.6速度飞行的战术飞机，在90海里外探测到以4马赫速度飞行的空空导弹。以马赫1.8，2.0，2.2，2.6，3.0 速度飞行的战斗机，将分别在60海里，70海里，85海里，120海里，170海里距离上为对方的红外传感器所捕获。从实现战术突然性的角度考虑，应确保超巡战斗机在发射导弹前处于未被敌机探测到的状态，其最大巡航速度因此宜控制在马赫2.2以内。传统的超音速战斗机的最大平飞速度和巡航速度有天渊之别，携带典型空战武器时开加力冲刺的速度往往是巡航速度的2倍；而到了第一代超巡战斗机，最大平飞速度和巡航速度的差距就大为缩小，冲刺速度仅比军推速度高出0.3马赫。由于加力状态下低可观测性能大打折扣，最大平飞速度实际上没有战术价值，F-22 和 J-20 保留加力燃烧室主要是为了在起飞阶段快速爬升，高速突破音障，以及在拉高机动时提供足够的推力。六代机可考虑更进一步，将最大冲刺速度与最大巡航速度合二为一，以简化气动设计，节省结构重量。从控制技术风险和研制费用的角度考虑，六代机的气动布局和进气道适配性应围绕马赫1.6速度下的机敏性和燃油经济性进行优化。在马赫1.6时能拉出 6-7 g 机动的飞机，有足够的发动机功率以军推达到马赫2.2，与以F-22和J-20为代表的第五代战斗机相比，最大巡航速度提高约25%，马赫1.6时的持续转向力增幅可达50%以上。

15巡航速度为3马赫的SR-71自身的雷达信号水平相当低，却多次因高温排气流产生的强烈雷达反射而遭到民用航空管制雷达的追踪