风云
喷气反作用控制系统
“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。
AV-8B 翼尖的姿态控制喷口
“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（标号 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。
检修中的 AV-8B ，可以看到整体机翼已经拆下
“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。
注意前后起落架之间的 CADS
“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。