由于鹞的主要用途是进行近距空中支援，而非远程空中截击，采用单座布局就足以满足任务要求，也因此可以减轻飞机重量。在控制重心方面，单座型显然比双座型要简单得多。而由于取消了一名飞行员而节省下来的重量和空间，则可以用于容纳更多的燃油和设备。实际上，这些问题都是在鹞的双座教练型研制过程中所面临而必须解决的，而其结果必然是要付出性能下降的代价。
机身
鹞的机身采用全金属半硬壳式结构，主要结构为铝合金，在后机身蒙皮、发动机周围等高温部位和其它特殊部位使用钛合金。
某种意义上说，鹞的机身就是为了包住“飞马”发动机而设计的。由于垂直起降时发动机推力轴线必须通过重心，鹞的发动机安装位置相对常规喷气式战斗机而言非常靠前。加上低速状态下大进气量的需要，半圆形两侧进气道也设计得相当大。其后果就是，鹞的前机身看起来非常臃肿，直接导致了飞机阻力的增大。鹞的平飞速度始终无法突破音速，这个必须但又无奈的机身设计是要负上一定责任的。
“飞马”发动机基本上占据了整个中机身，4 个矢量推力喷管通过机身两侧的弧形槽伸出，排放发动机喷流。中机身基本上是个“U”形结构，通过发动机上面的机身大开口，可以方便地对机翼和发动机进行维护。在发动机位置前后，则是前起和主起舱。
鹞的油箱位于进气道夹层内、发动机前喷口和后喷口之间的机身段（机翼整体油箱）、后喷口之后的机身段。在后机身油箱和发动机后喷口之间，还有一个喷水增推所用的脱盐水箱。
后机身内设有航电设备舱，可以通过两侧维护舱门进行维护操作，其下方机身处是前铰接的阻力板。其后则是电气和空调设备舱。
机翼
由于鹞最初的用途是低空攻击和侦察，降低低空高速飞行时紊流的影响就非常重要。在没有主动控制技术的年代，选择较大的翼载是比较常见的策略。另一方面，由于鹞主要采用垂直/短距起降方式，机翼升力在这种方式中的重要性相对下降，因此也无需加装前缘襟翼以改善低速性能。多方面的因素综合起来，霍克最终为鹞选择了较小的机翼，以便在满足各种要求的同时，减小阻力和减轻重量。但必然要付出的代价是——续航能力和飞行性能的下降。到后来鹞 II 采用大机翼设计，并加装前缘边条时，很大程度山就是针对原有机翼设计的缺点的。
不过，鹞最初的机翼设计有个比较大的问题是，高马赫数下机翼升力系数不足。当时要求鹞在 400 节空速、10,000 英尺高空、空重 16,800 磅的条件下，最大可用过载为 6g。但以最初的设计，最大可用过载只能达到 5g。即使采用了后缘机动襟翼，也只能达到 5.5g。研究人员提出，可以通过矢量推力来满足可用过载的要求。但这个建议遭到皇家空军飞行员的坚决反对。因为他们认为，尽管这样可以满足过载要求，但由于推力转向将导致飞机纵向推力不足而迅速减速，这在空战中是不可接受的。最后霍克设计人员不得不屈服于空军的压力，进行了大量风洞试验和试飞，对比了大量机翼前缘和涡流发生器设计，最终才设计出今天鹞的机翼。——由这段小插曲我们可以看到，至少皇家空军的飞行员是不赞成在空战中使用鹞的矢量推力能力的。那么皇家海军飞行员又怎么看呢？那段马岛空战中海鹞使用矢量推力击落幻影III的绘声绘色的描写（恐怕很多人对鹞的机动性的良好印象就是来自这段描写），究竟是否确有其事？实在是值得我们好好研究的。
言归正传。鹞的机翼为悬臂式上单翼。翼根相对厚度 10％，翼尖相对厚度 5％。机翼 1/4 弦线后掠角 34°。采用整块式铝合金三梁结构，蒙皮为铝合金加整体壁板。机翼通过 6 个接头与机身连接，可整体拆卸（拆下机翼后，发动机就可以从机身上部开口吊出，而不必拆除机身其它部分）。副翼和襟翼为胶接铝合金蜂窝结构。机翼前缘设计有锯齿，上表面有涡流发生器，可以改善机翼的失速特性——似乎那个年代的英国飞机非常喜欢这种设计，在英国的“三角标枪”亚音速截击机上同样可以看到这个特点。此外，鹞还设计有可拆卸式转场翼尖。其作用是通过增大机翼展弦比，减小诱导阻力，从而增大飞机航程。迄今为止，只有鹞采用了这种设计。
鹞的机翼有一个最明显的特点是巨大的下反角——达 12°。早期的 P.1127 原型上机翼的下反角并没有这么大。和通常人们的想法不同，采用这么大的下反角，其主要目的不是为了方便收藏护翼轮（虽然的确有这个作用），而是为了减小飞机在大迎角时出现的“荷兰滚”趋势。
此外，由于起落架的设计，使得鹞的机翼在地面状态时具有较大的迎角，这使得它在短距起降时，无需象传统飞机那样抬机头（实际上对于采用自行车式起落架的飞机而言，要做到这一点也是相当困难的），就可以获得所需的迎角，产生足够的升力。
尾翼
鹞的垂尾和平尾都安装在后机身尾锥处，呈倒T形布局。垂尾前缘呈 S 形，具有浓郁的不列颠风格。在垂尾顶部装有埋入式甚高频天线。方向舵采用胶接铝合金蜂窝结构，有配平调整片。平尾为单块全动式，后缘也采用了胶接铝合金蜂窝结构。其安装角可调，下反角 15°，安装位置与机翼在同一平面上。和普通飞机的平尾不同，鹞的纵向静稳定性主要是由平尾外侧的气动力来保证的，而平尾内侧，由于附近有强烈的发动机喷流，使得当地迎角与平尾偏转角以及飞机迎角几乎毫无关系。换句话说，用常规手段操纵平尾时，其内侧几乎不可能产生预期的气动作用。
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