“海鹞”FA.2
“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。
安装雷达的 AV-8B+
“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。
YAV-8B 原型机
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。
风云
V/STOL 的秘密
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。