主题：一“跃”惊天――“鹞”式垂直/短距起降战斗机家族 -- 加勒比超人

早在1946年，法国工程师克尔?韦伯就提出了采用推力转向喷管实现垂直起降的技术设想，1957年他向英国的布里斯托尔航空发动机公司（后来成为罗尔斯?罗伊斯公司的一部分）公开了他的技术方案，该公司很快据此研制出“飞马”（Pegasus）发动机，后来的事实证明这种发动机是P.1127取得成功的关键。

P.1127试验机由英国霍克飞机公司（1963年曾重组成霍克?西德利公司，霍克?西德利后来又并入英宇航公司――今英宇航系统公司）和布里斯托尔从1957年开始联合研制，次年霍克由西德利?卡姆领导的飞机组和布里斯托尔由S.G.弗卡领导的发动机组确定该试验机采用布里斯托尔推力5 125千克的BE53“飞马”1发动机（编号的头缀“BE”表示布里斯托尔的发动机），并以此展开进一步设计工作。这种飞机研制厂商和发动机研制厂商之间的紧密合作是P.1127V/STOL试验机取得成功的又一个重要原因。

霍克公司将P.1127定义为一种比“猎人”攻击机略小、载弹量相当、作战半径更大、能以高亚音速进行低空突防的战术支援攻击机，由于它可能满足北约用于替换意大利菲亚特G91攻击机的V/STOL攻击机的要求而引起了其它国家的关注，并导致了后来“茶隼”多国合作项目的诞生。不过P.1127项目开始时飞机部分的研制资金完全由霍克公司自筹，而布里斯托尔的BE53发动机由于在1958年6月与美国的“互助武器发展计划”（MWDP）达成投资协议而得到了75%的资金援助。1959年霍克公司也通过与英国航空部签订2架原型机的开发合同获得了2架原型机机体的制作费用。首架P.1127在1959年开始制造，1960年10月21日该机（XP831）开始由钢索悬吊进行系留悬停试验，11月19日成功完成首次自由悬停试验，1961年3月XP831成功完成首次常规试飞，同年9月第2架P.1127原型机（XP836）完成了首次由悬停状态过渡到前飞状态的试飞，这表明P.1127项目取得了重大突破，但XP836在同年11月就由于1个前喷管在飞行中脱落而坠毁――该机的推力转向前喷管由玻璃纤维增强塑料制造，质量难以保证，所以后来生产型飞机的喷管都采用了质量容易保证的钣金结构。XP831后续进行的飞行试验仍集中在悬停-前飞相互转换的过渡飞行上，这期间发现它的滚装操纵力矩不足并对此进行了改进。1961年12月12日，XP831借助俯冲实现了跨音速飞行，后来该机还改用推力增加到约6 120千克的“飞马”3继续进行试验。

在XP831完成首次自由悬停试验后不久，英国航空部又与霍克签订了4架P.1127原型机的开发合同（包括它使用的发动机），这表明该机开始由一个试验项目转变成的实用型号开发项目。P.1127第3、4、5架原型机（编号分别是XP972、XP976、XP980）在1962年4月到1963年2月之间相继完成，它们换装了“飞马”3发动机（XP972采用推力约5 670千克的“飞马”2）、改进了进气口（使空气流量增加）和翼尖整流罩（该善失速特性），3架试验机之间也因依次根据试验情况进行改进而有所差别。

P.1127项目从1959年与英国航空部签订合同开始一直使用英美两国的资金并由英国独立进行研制，1962年，为共同对V/STOL技术的实际应用进行评价，该计划转变为英、美、联邦德国的共同开发项目，三国联合投资研制9架P.1127的发展型“茶隼”（Kestrel）并联合进行作战鉴定与测试，这标志着英国/北约的V/STOL攻击机研究进入试用与鉴定阶段。根据这个计划，英国航空部此前与霍克公司合同中的第6架P.1127原型机――XP984作为“茶隼”的先行试制机制造，它做了如下主要改进：

（1）改用1台推力约7 030千克的“飞马”5发动机以提高起飞载荷和悬停高度；

（2）发动机相对于机翼向前移动230毫米并改变安装角，同时加长机身，改变了推力中心与重心、重心与升力中心的相对位置，使悬停时推力中心通过重心，前飞时重心在升力中心之前，改善了悬停和前飞时的纵向稳定性；

（3）机翼进行了重新设计，翼展缩短430毫米并改变机翼平面形状，同时采用更薄的超临界翼型以减小高亚音速飞行时的阻力；

（4）水平尾翼翼展延长了约 1 200毫米，下反角由0°改为15°，可消除高速、较大迎角时发生的上仰现象；

（5）将垂直尾翼加高150毫米以提高方向稳定性。

XP984于1964年2月首飞，到次年2月，P.1127的6架原型机累计试飞时间已达545小时，进行了1 343次垂直/短距起落。1964年10月3日三国联合鉴定中队成立，9架“茶隼”（XS688～696）都在1964～1965年间完成，1965年4月1日由这9架“茶隼”在英国皇家空军的维斯特莱哈姆基地组成了世界上第1个喷气式V/STOL飞机机队，到11月9架飞机共完成2 000架次的试飞。1966年，9架“茶隼”中的6架被送到美国继续进行为期约4个月的评估（美军称之为XV-6A），留在英国的3架也继续用于飞行试验，为以后“鹞”的诞生做出了重大贡献。

霍克在进行P.1127项目的同时还研究超音速的V/STOL飞机P.1150，1960年2月该公司完成了其设计方案，它比P.1127略大，重量预计高出约50%。根据布里斯托尔公司的提议，该方案设想配备的发动机是当时“飞马”发动机改型，增加了一个加力燃烧室，可在垂直起飞和超音速飞行时提供足够的推力并保持在高亚音速的低燃料消耗。

在1961年年中，北约对的超音速V/STOL飞机的要求做出了具体规定，P.1150不能满足北约要求，因此霍克在1962年2月提出使用布里斯托尔BE100发动机（也带有加力燃烧室）的P.1154计划，它在北约内部的竞争对手是法国的“幻影”IIIV。然而最终机型的选定计划限于预算不足而取消，P.1154竞争北约超音速V/STOL飞机的梦想宣告破灭。而此时英国皇家空军与皇家海军在P.1154计划上也发生了分裂――本来两军种想共用机体和发动机以减少开发时间和费用，但由于双方在性能要求上不能统一，皇家海军立刻转购西班牙装备的F-4“鬼怪”并迅速退出P.1154计划；皇家空军在此前连P.1127项目的经费都无法独立保证，又要准备与法国联合进行“美洲虎”攻击机的开发，而P.1154的预期研制费用比P.1127和“茶隼”更高，所以皇家空军也不得不在1965年1月宣布中止P.1154计划。

尽管P.1154计划最终流产，但为该计划发展的航空电子设备、武器系统、构造设计等用到了后来的“鹞”上。

1965年春，在P.1127计划的6架原型机完成试飞及皇家空军宣布取消P.1154项目后，英国航空部又单独与霍克签订了研制6架进一步发展型的合同（依次编号XV276～281），目的是以P.1127的技术为基础为皇家空军研制一种近距支援战斗机，所使用的发动机为推力约8 620千克的“飞马”6 Mk101（下称“飞马”101）。第1架原型机在1966年8月31日首飞，并在1967年正式命名为“鹞”（Harrier）。经过后来的不断发展，“鹞”已经发展成一个大家族，包括早期“鹞”系列、“海鹞”系列和“鹞”II系列。

早期“鹞”系列包括“鹞”GR.Mk1/1A（首架生产型1967年12月28日试飞，订购了78架）、T.Mk2/2A（首架生产型1969年10月3日试飞）、GR.Mk3（首架生产型1976年1月9日试飞，订购了36架，后来还将50架GR.1/1A升级为GR.3）、T.Mk4/4N（首架生产型1973年5月4日试飞，包括T.2/2A订购了31架）、Mk50（即美国海军陆战队的AV-8A，订购了102架，1971～1977年交付）、Mk54（美国海军陆战队的TAV-8A，订购了8架）、Mk55（西班牙海军的AV-8S，订购了11架，与TAV-8S都被称为“斗牛士”）、Mk58（西班牙海军的TAV-8S，订购了2架，与AV-8S一起在1973～1978年交付）共9种型号，都由英宇航系统生产。编号中的“Mk”加数字表示型别、“GR”表示用于对地攻击和侦察，“T”表示用于教练（也适用于美国和西班牙的飞机），末尾有N的表示海军型。没有“GR”或“T”的是出口机或试验机。目前早期“鹞”系列除少数教练型和AV-8S/TAV-8S外都已退役，津巴布韦在1989年获得了皇家空军转交的多余的早期“鹞”，不过现在肯定已经无法使用。从技术水平上看，早期“鹞”系列相当于西标第2代战斗机。

“海鹞”系列包括皇家海军在“鹞”GR.3基础上发展的“海鹞”FRS.Mk1（首架原型机1978年8月20日试飞，订购了57架）、FRS.1的中期寿命改进（MLU）型FA.2（原称FRS.Mk2，首架原型机1988年9月19日试飞，订购了28架，另有33架FRS.1升级到FA.2）、FRS.Mk51（印度的“海鹞”FRS.Mk1，订购了23架）、“鹞”Mk60（印度用于FRS.Mk51教练的型号，订购了4架，采用“鹞”T.4的布局和FRS.Mk1除雷达外的机载设备）、“鹞”T.Mk8N（由皇家海军早期的“鹞”教练型改进，采用FA.2除雷达之外的全套设备，总共改进了5架）。从飞机设备和空战能力来看，FRS.Mk1及其出口型属于西标第2代战斗机、FA.2则属于第3代。

“鹞”II系列包括美国海军陆战队的AV-8B基本型（首架生产型1983年8月29日试飞）、AV-8B夜间攻击型（首架由AV-8B改装的夜攻型1987年6月26日试飞）、AV-8B+制空型（原型机1992年9月22日试飞）和教练型TAV-8B（首架1986年10月21日试飞，加上前3种作战型总共订购了328架）；皇家空军的“鹞”GR.5/5A（相当于AV-8B基本型，首架预生产型1985年4月30日试飞，订购了62架）、T.6（皇家空军最初计划在T.4基础上改装的GR.5教练型，后来取消研制）、GR.7/7A（相当于AV-8B夜攻型，首架生产型1990年5月试飞，订购了34架，并将全部的GR.5/5A升级到GR.7）、T.10（相当于TAV-8B，首架1994年4月试飞，订购了13架）。此外意大利订购了16架AV-8B+和2架TAV-8B，西班牙订购了12架AV-8B基本型（编号VA-2，绰号“斗牛士”II）和8架AV-8B+（保留的10架“斗牛士”II将升级到这个标准），泰国皇家海军订购了8架AV-8B基本型。“鹞”II系列技术上已经相当成熟，水平相当于西标第3代战斗机。

“鹞”式家族的三大型号系列中，早期“鹞”系列和“海鹞”系列的主承包商都是英宇航系统公司，发展早期“鹞”的后继型时本来美国海军陆战队和英国皇家空军有着各自的计划（美国的称为AV-8B，英国的称为“大翼鹞”），不过最终皇家空军选择了技术上容易实现的美国AV-8B计划。1981年美国麦道公司（今波音）和英宇航签订了联合生产协议，规定美国的AV-8B双方分别承担60%、40%的工作量，英国的GR.5各占50%，而对任何来自两国之外的订单则分别承担75%、25%。此外美国联合技术公司下属的普拉特?惠特尼公司还承担发动机制造的25%（按照价格计算），其余由英国罗尔斯?罗伊斯承担。麦道和英宇航还要负责各自所生产机身段内系统的安装，而所有飞机的喷气反作用操纵系统都由英宇航负责生产。

除了各种作战型外，在“鹞”双座型的基础上还发展了低噪音V/STOL客机研究机和“矢量推力飞行控制”（VAAC）试验机。低噪音V/STOL客机研究机是英宇航自筹资金制造的，编号“鹞”Mk52，是英国注册的第1架民用固定翼V/STOL飞机，1971年9月试飞（使用“飞马”102发动机）；VAAC试验机在1985年12月12日首飞，主要用于先进飞控系统试验，将俯仰控制、油门和喷管位置控制改成电传控制并保留了原来的机械控制方式。

美国海军陆战队和英国皇家空海军的“鹞”II和“海鹞”还在不断进行改进，如加装新型瞄准吊舱和“联合战术信息分发系统”（JTIDS）、改进电子战系统等。英国国防部在2002年2月宣布计划在2007年以前将“海鹞”FA.2和“鹞”GR.7通过机体、动力装置、电子设备和武器系统的大幅度改进升级为一个统一的型号“鹞”GR.9，作为F-35装备之前的过渡。美国海军陆战队的AV-8B系列最终也将被F-35取代。

相对于普通战斗机，V/STOL战斗机的设计难点主要是以下两点：

（1）实现V/STOL和战斗机的载荷（起飞重量）和航程指标的矛盾：要实现垂直起飞，要求发动机提供的直接升力大于飞机起飞重量，所以必须限制战斗机的载荷；同时垂直起飞时发动机往往工作在极限推力或接近极限推力的状态，大大增加了燃油耗油量，使本来载油量就因起飞重量限制而受到限制的战斗机作战半径大大缩短；

（2）VTOL时操纵的困难：在垂直起降或过渡飞行状态下，战斗机的气动操纵面是没有操纵效果的，但此时可能由于地面效应、发动机功率变化、气流扰动等因素造成飞机姿态发生变化，显然如果此时没有其它的控制手段，飞机将无法保持平衡，很容易引起致命的事故。

那么“鹞”家族是如何解决上述问题的呢？总结起来主要措施有4点：采用带推力矢量喷管的“飞马”发动机；采用喷气反作用控制系统；降低结构重量；采用气垫增升装置等增升措施。

飞马”系列涡扇发动机是P.1127和“鹞”得以成功的最关键所在，在“鹞”式家族的不断改进中，换装推力更大、寿命更长、工作更可靠的的新型“飞马”发动机始终是一个重要内容。

“飞马”在世界上首先采用了双转子反转，这样可以消除消除陀螺力矩，改善“鹞”悬停和过渡飞行时的稳定性。经风扇压缩的空气主要换向到发动机的一对前喷管，压气机和高压涡轮之间的环形燃烧室除了带有低压燃油蒸发管和高能点火器外，还有用于增加推力的水喷嘴，每分钟喷水量可达159升。燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔，可将经高压压气机压缩后的空气引出到设置在机头、翼尖和尾锥的喷气反作用操纵系统。该发动机有两对带有两片叶栅的串列喷管，分别喷出风扇压缩后的空气和燃气流，两对喷管可同步转动，提供飞机在垂直起降、悬停、过渡飞行和正常平飞时所需要的升力和推力。在额定升力状态下，前喷管排气速度约365米/秒，排气温度383K；后喷管排气速度550米/秒，排气温度943K。

按重量计算，“飞马”发动机采用的材料中钛合金和其它轻合金（如镁合金）占到25%以上，这使发动机重量较轻，允许“鹞”起飞时多带载荷。发动机配有卢卡斯工业公司的燃气涡轮起动机（GTS）和辅助动力装置（APU），地面状态时在大气温度为-26～+50摄氏度的条件下可在30秒内正常起动发动机，空中停车后5秒内在“鹞”的整个飞行包线内再起动，如果超过5秒，则可在高度8 300米以下、表速426～463千米/小时的包线内再起动。“飞马”从慢车到最大转速的加速时间只需要2.5秒，并在高度12 100米以下对油门操纵速度没有任何限制。在12 100米以下，当表速为426千米/小时，迎角达到18°时发动机也不会发生喘振现象。这些技术特点能较好地保证“鹞”的飞行安全性和快速出动能力。

由于发动机使用条件恶劣，所以对它的使用寿命控制很严格。“鹞”家族在机身顶部和机翼前方机身都布置有发动机检查口盖，后机身设备舱内装有发动机寿命记录器，它将感受到的排气温度和在此温度下工作时间折算成寿命消耗点数（还可以记录发动机的超温次数），当点数达到一定数值时，不论发动机是否达到了寿命都必须进行翻修。

早期“鹞”系列使用的发动机有“飞马”101、“飞马”102（“飞马”10 Mk102）和“飞马”103（“飞马”11 Mk103，美国编号F402-RR-402，中间的“RR”表示是罗尔斯?罗伊斯产品）。其中“飞马”103不算尾喷管时重约1 404千克，空气流量196千克/秒，总增压比14.8，涡轮前温度1 483K，涵道比1.38，在升力状态下喷水加力时推力9 750千克（限制使用15秒），不喷水9 300千克（限时使用15秒），额定升力状态推力8 850千克（限时使用135秒），最大推力7 600千克（限时使用750秒），最大连续推力6 120千克，额定耗油率约0.6千克/（千克推力?小时）。该发动机的空气流量、增压比和涡轮前温度高于绝大多数同时代战斗机的发动机，所以能满足垂直起降对推力的需求，加上注意减重设计，所以推重比也较高（超过6）。“飞马”103采用液压-机械控制，包括高压压气机可调进口导流叶片控制器、推力矢量喷管控制器、油门和喷管位置选择器等。发动机热端、冷端部件寿命分别是400小时、800小时。

“海鹞”系列使用的发动机是1979年9月投入使用的“飞马”104（“飞马”11 Mk104），它是“飞马”103的海军型，把后者的风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金以适应海上腐蚀环境。

“鹞”II系列大多数采用1984年12月开始交付的“飞马”105（“飞马”11 Mk105，美国编号F402-RR-406）。该发动机的空气流量增加到205千克/秒，同时还提高了风扇增压比。为满足空气流量加大的要求，“鹞”II的进气口面积由“鹞”的0.85平方米增加到0.9平方米，辅助进气门总面积由“鹞”的0.33平方米增加到0.78平方米。同时新的进气口还使“鹞”II起飞和着陆时的总压恢复比“鹞”提高了1%，使发动机的垂直起飞推力（升力）增加了约100千克。“飞马”105的最大推力达到约9 870千克（发动机不计尾喷管重量约1 470千克），最初仍采用液压-机械控制，1986年以后采用了史密斯工业公司和卢卡斯工业公司联合研制的全权限数字电子控制系统（FADECS），它包括多余度发动机控制单元（DECU）和燃料调节单元（FMU），并带有机械备份。“飞马”105的使用寿命也有提高，热端、冷端部件的寿命分别增加到1 000小时、500小时。

目前“鹞”II系列使用的最新型发动机是1990年12月左右开始装备AV-8B夜攻型的“飞马”107（美国编号F402-RR-408），后来的AV-8B+也采用该发动机。“飞马”107采用模块化结构和更先进的FADECS，检修时间间隔比“飞马”105提高了100%，最大推力也增加到约10 800千克（发动机不计尾喷管重量约1 570千克）。“飞马”107推力的增加主要是通过提高风扇和压气机的增压比实现的，同时空气流量略有增加（207千克/秒），涡轮前温度也有所提高（1991年后采用了单晶涡轮叶片）。1999年12月英国国防部也授予罗尔斯?罗伊斯一项价值1.2亿英镑的合同，内容是将40台用于GR.7的“飞马”105改进成“飞马”107。第1架完成发动机升级的GR.7（改称GR.7A）已在2002年9月20日首飞，合同规定的改装工作将在2004年以前完成。该合同还包括价值2.3亿英镑的、将另外86台“飞马”105改进成“飞马”107的选择项。

“飞马”推力矢量喷管的驱动空气马达由经压气机压缩后的空气驱动，4个喷管通过链条、齿轮和轴与空气马达连接并同步运动，转动速度大于90°/秒（“鹞”II的喷管转动速度高于早期的“鹞”），转动范围从正后方向前直到98.5°。空气马达由座舱内与油门杆并列的独立喷管操纵杆控制，当该操纵杆往处于前方位置时喷管方向向后，处于VTO位置时喷管方向向下。驾驶员也可以在飞行前将喷管偏转到任何位置，当飞机加速到所期望的速度时再把喷管操纵杆调整到STO位置，这样就可以实现短距起飞（实际上是由“飞马”发动机提供部分直接升力的“短距跃飞”）。这些控制系统的重量只有55千克（不包括喷管和轴承），使用寿命达到3 000小时。

除了用于V/STOL、悬停和过渡飞行外，“鹞”的推力矢量喷管还可用于在前飞时定向控制（Vectoring In Forward Flight，VIFF），试验证明“鹞”采用这种方式能够在垂直过载增加小于0.5g的情况下（“鹞”的设计最大使用过载为7.8g）明显减小盘旋半径和实现快速减速，显著提高飞机的空战格斗性能，美国海军陆战队用AV-8A与F-86“佩刀”（第1代战斗机的代表）、F-4“鬼怪”（第2代战斗机的代表）进行的模拟格斗证明了这一点。皇家海军的“海鹞”在与“猎人”、F-4的格斗模拟中占有明显优势，并在与美国空军第527中队的F-5E进行的模拟空战中取得了2：1的交换比（“海鹞”获胜）。“海鹞”还曾与美国空军F-15进行模拟空战，结果基本战平，其中F-15在视距外有优势，而进行格斗时则“海鹞”占据优势，由此看来VIFF实在是“鹞”家族的一个法宝。

由于“鹞”家族将“飞马”发动机安装在中部机身，为保证纵向稳定性，“鹞”的重心布置在“飞马”发动机直接升力中心线前方约5%～6%平均空气动力弦长以内。

“鹞”家族在垂直起降、悬停和过渡飞行状态下依靠前面提到的“喷气反作用控制系统”保持对飞机的控制。飞机机头、翼尖护轮罩前端和尾锥都布置有喷气操纵喷嘴，气源来自“飞马”发动机的燃烧室外套与火焰筒之间的放气环腔放出的压气机压缩气流。这些喷嘴被称为“反作用控制阀”（RCV），它们也与4个推力矢量喷管联动，当推力矢量喷管的偏转角超过20°时开始自动工作，同时还与气动操纵面联动（即与驾驶杆联动），其中与全动平尾作动器和副翼作动器的连接是由动力系统驱动的，但与方向舵作动器的交联使用需要人工进行控制。“飞马”发动机的放气环腔的放气压强约14千克/平方厘米（上限不超过16.7千克/平方厘米），放气温度限制在673K以下，放气速度300米/秒，平均放气量4.08千克/秒。为尽量减少压力损失，“鹞”的RCV采用不锈钢精密铸造，并用电子束焊接组装。整个反作用控制系统的重量约90千克，并具有很高的可靠性。

除了推力矢量喷管和喷气反作用控制系统外，早期“鹞”系列和“海鹞”系列装备有马可尼的三轴有权限稳定系统（SAS），当飞行速度降低到463千米/小时以下时它将自动起动。

“鹞”II的喷气反作用控制系统的控制能力得到加强，其中横向控制能力提高了67%。它的飞控系统被称为“增稳及姿态保持系统”（SAAHS），它能阻尼飞机在各方向上的振荡以保持驾驶员设定的姿态。该系统在操纵上进行了改进，使驾驶员的操纵负担减轻了30%以上。

早期“鹞”系列的机身是半硬壳金属结构，主要材料是铝合金，在后机身蒙皮、接近发动机的部位以及其它特定部位使用了钛合金。该机的结构材料以重量轻的铝合金为主（占67%），其它还有钢（11%）、钛合金（5%）、镍合金、铜、塑料等其它材料（17%），该机的结构重量系数只有22%，而“猎人”攻击机是32%，今天的F/A-22“猛禽”（Raptor）也有29%。如此低的结构重量系数是通过细节结构设计的简化实现的，具体有：采用螺栓安装的一体化主翼；主翼外板使用铝制厚板（牌号2024或2014），并与桁条加工成整体，板厚根据可能承受的载荷变化；左右水平尾翼一体化；气动控制舵面都采用蜂窝结构；机身被分为包括机头的前部机身、以发动机为中心的从进气口到减速装置的中部机身以及后部机身分割制造；机身外板采用铝或镁制板，并采用化学蚀刻方法清除多余部分；将所使用的1.22毫米厚度的铝板制造公差由+/-0.038毫米减小到+/-0.025毫米，使每架飞机使用的200平方米铝板减重约11千克；结合螺栓中有16 000个采用钛合金制造，减重约23千克；采用更细的电缆，减重约18千克等等。

“鹞”II系列大量采用了复合材料（得益于第3代战斗机的复合材料技术进步），该机主翼的8根主桁、翼肋、蒙皮、边条、操纵面、机翼下的护轮舱及整流罩都采用碳纤维或其它复合材料制造，只有前缘和翼梢采用铝合金加固以抗飞鸟撞击。主翼外板和桁的结合采用钛制的螺栓，并将左右主翼的桁条一体化，不需要再采取机翼结合措施。这些设计使“鹞”II的主翼结构重量减轻了约150千克；“鹞”II的全动平尾也主要采用碳纤维复合材料（翼梢和前缘采用了铝合金），平尾主桁与下面的外板一体化，并通过钛制螺栓与上面的外板结合。复合材料的应用使平尾减重约21千克。

“鹞”II系列的半硬壳结构机身采用了第3代战斗机安全寿命准则设计思想，重新设计的前机身由分开制造的左右两半在中央结合形成，其外板由厚度3.8毫米的曲面夹层构造板形成，全部采用碳纤维复合材料制造，使零件数量由“鹞”的237个减少到88个，结合点数量由“鹞”的6 440减少到2 450，实现减重约25千克。中、后部机身仍然主要采用铝合金，后机身有所加长以平衡增装设备的前机身，前、后机身下方的热防护罩和紧靠风挡前的小块区域采用了钛合金。“鹞”II是世界上第一种大量采用复合材料的作战飞机，全机铝合金的使用比例减少到45%，复合材料（主要是环氧树脂）占结构重量比例达26%，在全机（包括前机身、主翼、平尾等）的应用取得了减重超过200千克的效果。

“鹞”家族中最早采用“气垫增升装置”（CADS）的是皇家空军1978年试飞的GR.3后期生产型，而所有的“鹞”II都采用了该装置。CADS由机身下部挂架2个航炮吊舱专用挂架的固定整流片构成肋条，再加上两炮舱前缘之间、紧靠前主起落架后方的复合材料可收放挡板组成。这相当于在机身下形成了一个“盒子”，它收集被发动机喷管气流冲离地面的气体和从地面反射回来的喷气气流产生“气垫”效应，可提高垂直起飞时的升力。同时由于该装置能收集喷气气流，大量喷出的热燃气便不能重新进入进气道，使“鹞”II垂直起飞时进气口吸入的空气温度降低了约11摄氏度。CADS这两方面的综合作用使“鹞”II垂直起飞时的升力最大可以增加约544千克。

“鹞”II还采用了短距跃飞时与发动机推力矢量喷管联动的大面积单缝襟翼（此时飞机的副翼也与襟翼联动下垂），目的是利用喷管的排气提高襟翼的增升效果。试验证明这使“鹞”II在短距跃飞时的升力增加了约3 040千克，为该机实现载荷的倍增做出了很大的贡献。此外“鹞”II的前推力矢量喷管管口形状由“鹞”的斜切形改成直切形，改善了喷气气流与主翼的相互作用和前喷管内部气流流动，使短距跃飞时的推力增加了约90千克。

早期“鹞”系列的外翼前缘比“茶隼”延长了5%，翼尖部分也加长了约380毫米。该机按常规布局采用了带下反角的后掠上单翼和单垂尾、下反平尾布局。悬臂式上单翼采用霍克?西德利公司设计的翼型，翼根、翼梢相对厚度分别为10%、5%，机翼下反角12°，安装角1°45′，1/4弦线处的后掠角为34°。“鹞”主翼的一个特色是在转场时可换装螺栓连接的转场翼尖以提高航程，1978年初试飞的GR.3还增加了边条/翼根前缘延伸（LERX），改善了低速飞行性能。“鹞”的机翼采用铝合金三梁结构，蒙皮由铝合金加整体壁板构成，整块式机翼通过6个快速装卸接头与机身相接，有利于结构减重、发动机维护和机翼快速拆换。平尾是单块全动式，带有15°下反角（“海鹞”的平尾正偏度增加了2°以上），垂尾顶部有埋入的甚高频通信天线。机身下主轮后方有一块前铰的大减速板，后机身下还布置一块腹鳍。

与“鹞”系列相比，“鹞”II主翼的主要变化包括：1/4弦线处的后掠角减小到24°；翼展、机翼面积分别增加20.1%、14.4%；采用超临界翼型；翼根和翼梢处相对厚度分别增加到11.5%和7.5%；加大面积的单缝后缘襟翼和下倾副翼（为了布置加大面积的襟翼，机翼后缘的后掠角变为0°）。“鹞”II的主翼与“鹞”相比减轻了结构重量、加大了内部容积、提高了亚音速巡航和操纵效率。

“鹞”II主翼的曲线形的前缘边条源自英国“大翼鹞”计划。皇家空军虽然放弃“大翼鹞”计划而选择AV-8B，但同时指出AV-8B与“大翼鹞”相比的一个重大缺点是瞬时盘旋角速度太低（当时的AV-8B只能达到约13°～14°/秒，皇家空军希望能超过20°/秒），不能满足冷战时代欧洲战场对攻击机的要求（皇家空军认为它应当具备不低于战斗机的瞬时盘旋性能）。因此皇家空军提议在AV-8B上采用为“大翼鹞”发展的前缘边条，麦道据此在1架YAV-8B上加装了边条进行试验，表明最大瞬时盘旋角速度的确提高了，但由于阻力增加，稳定盘旋角速度有所降低。最后麦道通过将前缘边条面积减小到“大翼鹞”的64%实现了最大瞬时盘旋角速度和稳定盘旋角速度的折中，同时美海军陆战队也对安装前缘边条的AV-8B表现出很大兴趣，所以“鹞”II最终采用了这种面积减小的前缘边条。皇家空军和美海军陆战队还都希望AV-8B能在机翼前缘采用空战机动襟翼，但由于双方对空战襟翼的要求相差很大，最后“鹞”II放弃采用前缘襟翼。

“鹞”II的垂尾的面积比“鹞”有所加大，后缘的方向舵由原来的人力控制改成液压助力控制（该系列的所有气动操纵面都采用液压动作筒控制）。垂尾固定部分采用铝合金，顶部有通信天线罩，根部有用于设备舱冷却的进气口。

“鹞”家族所有型号的“飞马”发动机都布置在机身中部，又都采用上单翼，所以“鹞”在机身布置了独特的自行车式起落架，并依靠机翼下的护轮辅助保持滑行稳定性。“鹞”的单轮式前主起落架可进行转向操纵，向前收入机身，承受飞机载荷比例为40%；双轮式后主起落架向后收入机身，承受飞机载荷比例占50%。“海鹞”的前主起落架的支柱上有甲板系留装置，后主起落架具有应急刹车系统。早期“鹞”系列和“海鹞”的每边翼尖有一个护轮，“鹞”II系列则安装在大约半翼展处，每个护轮只承受5%的飞机载荷，起飞后向后收入翼尖整流罩或半翼展处的流线形短舱。从起落架的布置可以看出：“鹞”在短距起飞时不能抬前轮，只能在滑行到一定速度后借助发动机推力中地直接升力部分使飞机“跃离”地面。“鹞”的起落架设计允许它在树林中的空地和小块路面这类的粗糙、未铺覆的地面起降，满足它可作为前线野战攻击机使用的要求。