作为第一种成功的垂直/短距起降飞机，鹞在开发反作用力控制系统的过程中经历了不少挫折和困难——虽然之前有不少试验机以及“飞行床架”取得了一定的经验，但毕竟试验机和实用机是有相当差距的。

　　P.1127 最初采用的反作用力控制系统没有中央控制装置，引气系统处于常开状态，以 12 磅/秒的流量向各个控制喷口供气。因此，这时候的控制系统只有 4 个喷口，控制方式也和后来的鹞有所不同：横向控制采用差动方式，和现在类似；俯仰控制通过差动改变前后俯仰控制喷口的流量（以维持总升力不变）来产生控制力矩；偏航控制则是通过左右转动俯仰控制喷口来实现的。这种方式不仅降低了发动机的推力，而且飞机各轴的控制能力都不足。

鹞的反作用力控制系统示意图

鹞的反作用力控制系统喷嘴机械结构

　　随后引气系统进行了改进，引气流量可以在 9～15 磅/秒之间变化，以减小控制系统带来的发动机推力损失，在理论上也可以保证各个轴的控制功率达到最大。但由于偏航控制是通过转动俯仰喷口来实现的，因此偏航控制所能利用的引气力量只能达到 7～10 磅/秒，当正侧风的风速超过 10 节时，控制系统就不足以产生足够的偏航控制力矩了。

　　控制问题一直到 1961 年 9 月，P.1127 换装具有中央控制装置的引气系统才得以基本解决。这套系统可以通过控制中心关闭所有引气阀门，从而减小了对发动机的引气需求，降低了喷口温度，同时增大了发动机的安装推力。这样，飞机无需转动机头和机尾的俯仰喷口来产生偏航控制——因为它们不再处于常开状态，独立出来的偏航控制喷口具有足够的控制功率，改善了飞机的方向稳定性。

　　在 P.1127(RAF) 阶段，为了提高垂直/短距起降时的操纵品质，飞机又加装了俯仰和横向自动稳定系统。到了这时候，飞控系统已经和鹞的生产型没什么差别了。

进气系统

　　鹞的进气系统设计是一件颇富挑战性的事。首先，进气道要满足低速甚至向后飞行状态下发动机以最大推力工作的要求，也就是说，不能（或者尽可能减少）因为进气量不足造成的发动机推力损失；其次，进气道要满足高速飞行时低进气阻力的要求，因为根据低速要求设计的进气道，一方面在高速时会出现进气量过多的情况，这时部分多余的空气会从进气道倒流出来，形成“溢流阻力”，另一方面这种进气道唇口前缘半径较大，也会带来相当大的阻力；第三，要满足飞机总体布置的要求，由于发动机必须安装在重心附近，使得鹞的两侧进气道长度相当短，要通过这么短而弯曲的进气道将空气尽可能平顺地送进发动机，减小畸变，难度相当大。

　　在 P.1127 第一架原型机上，安装的是“钟口”形的固定金属进气道，由于外形硕大，被人戏称为“大象耳朵”。这完全是为了满足低速条件下的进气要求设计的。而首先进行常规试飞的的 XP836 则安装了适合高速飞行的小进气道。但作为实用飞机，这两种进气道的功能必须尽可能完美地综合到一架飞机上。为此采用变截面进气道是最可行的选择。

鹞著名的“大象耳朵”进气口

　　不过，英国人似乎从来没有考虑过采用带激波锥的三元进气道——虽然采用这种进气道的 P.1“闪电”式截击机早已于 1954 年 8 月 1 日首飞。他们想了一个看起来不错的办法：采用橡胶制造的进气口，在低速时膨胀，扩大进气口喉道截面积，同时加大唇口前缘半径，以减小气流畸变；高速时橡胶受进气口强大吸力的作用而收缩，唇口前缘半径也减小，可以满足高速时低阻力的需要。但这个办法也只是“看起来不错”而已。某次试飞，速度达到 335 节时橡胶进气口发生异常抖动，直到速度降至 250 节仍无法消除。在后来的试飞中，设计人员发现仅仅依靠橡胶自身的弹力和气动力根本无法保证进气口的充分扩张和压缩。加上橡胶进气口多次脱落，到了茶隼阶段橡胶进气口终于被金属进气口取代。和最理想的变截面进气道相比，金属固定进气道虽然性能上有差距，但可以保证低速时发动机不会有明显的推力损失，也可以兼顾高速飞行时的需要，而结构要简单得多。后来发展到 P.1127(RAF) 阶段，进气道又进行了两次改进，主要是为了提高飞机的巡航性能和高空操纵品质，为此在进气口周围增加了辅助进气门（最初是 12 个，后来增加到 16 个）和附面层排放活门。进气道的构型到此基本确定下来。

根据内外气压自动控制开合的进气口辅助进气门

鹞的进气口辅助进气门剖面图

　　需要指出的是，除了进气方面的问题外，鹞的“大象耳朵”还带来了另一个意想不到的问题——方向稳定性问题。由于进气道体积庞大，使得重心前的前机身阻力相当大，严重降低了飞机的方向稳定性。而在低速阶段垂尾的效率很低，无法提供足够的方向稳定力矩。其结果是，鹞在垂直/短距起降阶段的方向稳定性相当差，只能依靠反作用力控制系统和自动稳定系统加以控制——这个问题是鹞的基本设计所造成的，所以从 P.1127 到今天的鹞 II，都无法从气动设计上加以解决。

推进系统

　　推进系统是所有垂直/短距起降飞机的核心，它的原理、构型实际上决定了载机的特点。换句话说，当一种垂直/短距起降飞机选定了推进系统之后，它今后可能遇到的问题、性能上的优、缺点等，在很大程度上已经确定了。

　　对鹞而言，它的核心就是“飞马”发动机。从最早的“飞马”1 到最新的“飞马”11－61 MK.107，先后发展了 16 种改型，推力从 113,00 磅提高到 23,800 磅。鹞的发展史在某种程度上就是“飞马”发动机的发展史。

鹞 GR.1/3 安装的飞马发动机示意图，底部的管子是中央引气系统

　　“飞马”发动机的基本工作流程如下：空气从两侧进气道流入发动机，首先通过低压压气机（风扇）增压。经过增压的空气在这里分为两路。约 58％的空气（此时温度在 100℃左右）经过一对前喷管排出，产生前喷管推力；剩余的空气进入高压压气机，再次增压后流入燃烧室，与燃油混合燃烧，然后向后排出，流经高压涡轮和低压涡轮时，驱动它们带动各自的压气机旋转增压，最后高温燃气（650℃）由一对后喷管排出，产生另一部分推力，并与前喷管推力相互平衡。为了克服低速时压气机产生的强大陀螺效应，低压压气机和高压压气机采用同轴反转技术，从而使得二者的陀螺效应相互抵消。