說到垂直起降就不得不說在馬島大放異彩的英國皇家海軍的“鷂”式垂直起降飛機。但是英國為了“鷂”式飛機的誕生探索了近30年，其中經歷了P.1127驗證機的艱難起步和“茶隼”驗證機出現前的重大危機。“鷂”的誕生使得在黑暗中探索的西方垂直起降技術迎來了黎明。下面讓我們來看看這黎明是如何到來的
波折
隨著 1966 年底首批兩架 P.1127（RAF）試飛，全面擴展飛機的任務能力已經提到日程上來。在 1967 的前半年共有 4 架飛機試飛，期間飛機被命名為鷂——就是以前給 P.1154 選擇的名字。
霍克公司被批準進行 12 個月的研究以開發雙座教練型，進一步的改進于 1966 年 6 月開始著手進行。這是為了減少一線部隊的事故率，同時在戰時可以執行一定的作戰任務。新的設計被稱為 HS.1174，座艙加長了 47 英寸以容納階梯狀布置的第二座位。為了平衡新增的重量，飛機加裝了一個配重尾錐，同時垂尾升高且后移，以減小前機身增加的面積對方向穩定性的不利影響。教練機的研究開發成本在約 1,000 萬英鎊，飛機價值約 115 萬英鎊，相比之下單座型飛機價格只要 85 萬英鎊。
雙座鷂相對于單座型進行改動的地方
隨著全部單座改進型飛機于 1967 年中全部試飛，試飛項目也由操作試驗進入到全武器系統的綜合試驗。采用的導航攻擊系統是在費倫第的 FE541 慣導系統基礎上發展起來的，其中應用了移動式地圖顯示器、武器瞄準計算機以及與之交聯的 Specto 平顯。這是當時世界上最先進的系統之一，它可以完成大部分工作并提供必要的導航和攻擊精度，例如其導航誤差為 1.5 海里/小時。飛機可以使用多種武器，包括 1,000 磅炸彈、SNEB 火箭發射巢和集束炸彈。
霍克公司和飛機與武器試驗部在當斯福德和博斯孔博展開武器試驗，同時還進行了一系列野外試驗以確定鷂在分散基地運作的能力——需要考慮的一個因素是，60 年代中期至末期英國還有大量的海外軍事基地。
最后一架 P.1127（RAF）無論從哪方面看都很接近鷂 GR.1，這張照片拍于博斯孔博，注意翼下安裝的 4 個武器掛架，以及機腹的兩個機炮吊艙
全副武裝的 P.1127（RAF）XV277，除了副油箱、機炮吊艙、火箭彈外，機腹中線掛架還掛載了一個偵察吊艙
買了 110 架飛機后，英國空軍計劃組建 6 個中隊，包括：英國 1 個，德國 2 個，中東和遠東各 1 個，此外還有一個常駐本土的改裝訓練中隊。如果只買 60 架飛機，1 個德國的中隊和 1 個中東中隊將被放棄。在任何情況下，每個中隊都將保持有 11 架單座和 1 架雙座戰機作為一線部隊。
這意味著飛機的設計必須考慮到世界范圍內的環境溫度，無論是北極還是熱帶都必須適應。此外，當飛機在中東的沙石跑道上起降時還必須解決地面燒蝕問題。
隨著 1967 年經濟危機導致政府削減財政開支，大多數英國海外軍事基地被迫放棄，鷂在英國空軍看來已經成了一種實質上為北約設計的飛機。一些鷂的批評者曾指出，通過德國的高速公路補給分散的基地遠比通過泥濘小道補給沙漠或叢林跑道要容易得多。現在這個變化至少在邏輯上減弱了對鷂的批評。
不過，為了渡過經濟危機節省開支的行動再次直接威脅了鷂計劃。當得知鬼怪和美洲虎價格上揚以及將晚于鷂服役時，丹尼斯?希勒很不情愿地允許鷂計劃進行下去。而他勉強放棄 F-111K 轟炸機購買計劃終于省下了財政部要求的大部分資金。
在 1967 的 6 日戰爭之初，以色列空軍對阿拉伯對手的空軍進行先發制人的打擊，將其摧毀在機場上。這個戰例有力地證明了分布式空中力量的重要性。事實上，鷂是唯一因為具有這種能力而逃過了政府的經費削減，并再度引起國外對其興趣的飛機。這興趣包括來自以色列和芬蘭的潛在訂單，分別為 50 架和 10 架。
驚喜
不過，最讓人意想不到的是，美國海軍陸戰隊也對其表現出了高度的興趣。
從其在 1957 年發端開始，P.1127/茶隼/鷂系列和他們的飛馬發動機已經從美國得到了強有力的支持。盡管美國海軍陸戰隊沒有參加三國聯合試驗，但 1966 年運交美國的 6 架 XV-6A 使得一些陸戰隊飛行員有機會駕駛這種飛機。雖然美國空軍和海軍把 XV-6A 試驗僅僅看成理論試驗，美海軍陸戰隊卻對這種飛機的簡單的操縱和機動性留下較深印象。即使如此，由于 XV-6A 不能提供的真正軍事打擊能力，陸戰隊的興趣在此時沒有任何進展。
隨著鷂的發展，陸戰隊的興趣被重新點燃。在 1968 年陸戰隊看過鷂進行飛行試驗的宣傳影片之后，認為他們需要一些這種飛機的實際操縱經驗。之后，兩名陸戰隊上校飛行員湯姆?米勒和巴德?巴克爾借 1968 年范保羅航展之機前往霍克公司，并宣布他們希望試飛鷂。霍克公司對這意外的轉折自然又驚又喜。在幾星期之后兩名陸戰隊的飛行員返回美國匯報他們在當斯福德的試飛情況。他們的唯一的困難看來在于抑制他們的熱情——試驗已經證明鷂滿足了陸戰隊的全部希望。
1969 初，美國海軍的一個團隊曾在當斯福德對這種飛機進行了更為詳盡的評估。陸戰隊是通過海軍采購他們的飛機，從而需要第二次評估。但要購買一種外國飛機，這次評估對于在國會獲得支持就顯得非常重要了——因為美國國會控制著軍隊預算，并且，他們有一個長期以來不變的看法，即美國不應該依賴外國武器。不過，陸戰隊與政治上層聯系相當緊密，而且國會有一個普遍觀點就是：陸戰隊想要什么，就給什么。
在保證只有大部分飛機將根據許可證在美國制造才會執行 114 架采購計劃之后，陸戰隊被允許訂購首批 20 架，由霍克公司直接交貨。這種飛機最早被稱為 AV-6B，很快就改為 AV-8A。
整個 1969 年，霍克公司為了滿足許可生產要求和幾個美國的公司交換了意見。鑒于和諾斯羅普公司 1963 年協議失效，以及 1962 年和共和飛機公司聯合開發 P.1154 卻沒有得到美國任何訂貨，這次霍克公司最后認為，麥道公司是完成這項工作的最好公司。2 個公司已經通過英國訂購 F-4“鬼怪”II 有了聯系，霍克公司被推薦為這些飛機在英國的設計和支援代理商。和麥道的聯系對鷂有著深遠的長期影響，但是，就中期合作而言，人們發現：為生產這點數量的飛機，而建立一條美國生產線所作的投資很不劃算。
1970 年的范保羅航展上，霍克公司將一架鷂 GR.1 涂上了美國海軍陸戰隊的機徽用于演示。尾碼“WF”代表 VMA-513 中隊
夢想成真
美國的訂單給了金斯敦的設計團隊極大的促進，不僅使得鷂計劃更加安全，而且幫助整個垂直/短距起降概念贏得更廣泛的支持。
隨著首批 5 架生產型飛機加入試飛，到 1969 年初，向英國空軍展示對地攻擊能力的全部試飛已經完成。鷂已經表明它出了垂直/短距起落能力外還有更多良好的品質：它幾乎不可能失速；非常可靠，而且容易維護；并且，它有可能是在世界最有實力的單座攻擊機。
首架鷂 GR.1 XV738，該機后升級成 GR.3，并成為飛馬 10 的測試平臺
當英國空軍開始自己掌握這種飛機的時候，全部這些都有助于減少原來存在于空軍內部的反對意見。
1 月 1 日英國空軍在懷特林基地建立了鷂改裝訓練單位，它只花了這一年之初的很少幾個月在當斯福德培訓首批鷂的飛行員。在這一階段全部訓練都在單座的鷂上進行——第一架雙座飛機直到 1969 年 4 月才試飛，并且一直到 1970 年 7 月初期的直升機教程（以獲得垂直飛行經驗）之后第一架教練型才交付英國空軍。
第 233 改裝訓練單位（OCU）的鷂 GR.1 XW922
高級常規訓練 HCT 于 1969 年 4 月 1 日正式開始,經過一個夏天的努力之后，第一中隊成為第一支具備初步作戰能力的空軍中隊。該中隊于 10 月 1 日重建，并于 1970 年 1 月 1 日宣布擔負戰備任務，因此成為世界上第一支裝備噴氣式垂直/短距起降飛機的一線作戰部隊。在訓練期間，2 架鷂加入 1969 年 5 月的橫越大西洋航空競賽，并成為自倫敦到曼哈頓的西行賽段的勝利者。
第一中隊的小伙子們在接收第一架鷂 GR.1 時的合影
鷂 GR.1 XV741 在橫越大西洋航空競賽起點垂直升空開始了航程
作為戰后幾乎是唯一的一架國產戰術飛機，鷂在要求的時間和成本內研制成功，這在國會得到高度評價。
經過金斯敦和布里斯托爾 12 年多的努力，經歷了政治和軍事的反復之后，P.1127 系列終于成長起來，成為一種成熟的戰術飛機。雖然飛機的實際應用方法和未來的發展尚未明了，但其成功卻是勿庸置疑的。
鷂，則成為這一歷程和成果的見證。
作為一種成功的垂直/短距起降飛機，鷂的氣動設計可謂經典。鷂家族的基本氣動設計自 P.1127 以來就沒有大的變化。實際上，盡管經過了幾十年的改進和發展，我們仍然可以輕易從外形上分辨出鷂家族的成員——從最早的 P.1127 到今天的 AV-8B“鷂”II，無一例外。
那么，鷂在設計上究竟有什么特點，使得它能夠“以不變應萬變”，在誕生幾十年后仍然能夠適應新的作戰需要呢？這樣的設計特點對于它的成功究竟起到了什么樣的作用呢？我們不妨來看看。
從 P.1127 到鷂 II 一脈傳承的氣動布局
總體布局
鷂采用單座正常式布局，機翼為帶大下反角的中等后掠上單翼，倒T形尾翼構型，全動式平尾同樣具有大下反角，后機身下部設計有單腹鰭。裝 1 臺“飛馬”系列發動機，兩側進氣，4 個肘節式矢量推力噴管位于機身中部。起落架為自行車式結構。
鷂屬于傳統的靜穩定設計飛機。不過在茶隼階段，曾經出現過由于掛載武器后重心后移，導致縱向靜穩定度不足的情況。為了保證在所有的武器掛載方案下，鷂都能具有適當的靜穩定度，鷂的重心比茶隼又向前移動了一段距離。這種做法無可厚非，不過若以現代戰斗機的標準來看，這樣無疑會使得鷂的敏捷性下降——當然，這無礙于它的主要任務對地攻擊和偵察。
座艙
鷂的座艙為增壓座艙，具有加溫和空調設備。風擋經過加強，以防低空飛行時發生鳥撞事故，同時風擋前有液壓驅動的雨雪刷和除冰裝置。艙蓋后為滑動結構，手動向后開啟。座艙高度較低，但前向視界良好，足以滿足對地攻擊和偵察的要求——這種設計主要是為了減阻的需要，但到了海鷂和鷂 II 時，座艙被明顯加高，以改善飛行員全向視界，當然也為此付出了重量和阻力的代價。座椅為馬丁·貝克的“零－零”彈射座椅，足以保證飛行員各種狀態下救生的需要。
馬丁·貝克 MK12H 彈射座椅，安裝在鷂 GR.5/7 上
由于鷂的主要用途是進行近距空中支援，而非遠程空中截擊，采用單座布局就足以滿足任務要求，也因此可以減輕飛機重量。在控制重心方面，單座型顯然比雙座型要簡單得多。而由于取消了一名飛行員而節省下來的重量和空間，則可以用于容納更多的燃油和設備。實際上，這些問題都是在鷂的雙座教練型研制過程中所面臨而必須解決的，而其結果必然是要付出性能下降的代價。
鷂 GR.3 與海鷂 FRS.1 側面線圖對比，海鷂和以后的鷂 II 座艙提升以改善視界
機身
鷂的機身采用全金屬半硬殼式結構，主要結構為鋁合金，在后機身蒙皮、發動機周圍等高溫部位和其它特殊部位使用鈦合金。
某種意義上說，鷂的機身就是為了包住“飛馬”發動機而設計的。由于垂直起降時發動機推力軸線必須通過重心，鷂的發動機安裝位置相對常規噴氣式戰斗機而言非常靠前。加上低速狀態下大進氣量的需要，半圓形兩側進氣道也設計得相當大。其后果就是，鷂的前機身看起來非常臃腫，直接導致了飛機阻力的增大。鷂的平飛速度始終無法突破音速，這個必須但又無奈的機身設計是要負上一定責任的。
“飛馬”發動機基本上占據了整個中機身，4 個矢量推力噴管通過機身兩側的弧形槽伸出，排放發動機噴流。中機身基本上是個“U”形結構，通過發動機上面的機身大開口，可以方便地對機翼和發動機進行維護。在發動機位置前后，則是前起和主起艙。
鷂更換發動機需要拆除整個機翼
鷂的油箱位于進氣道夾層內、發動機前噴口和后噴口之間的機身段（機翼整體油箱）、后噴口之后的機身段。在后機身油箱和發動機后噴口之間，還有一個噴水增推所用的脫鹽水箱。
后機身內設有航電設備艙，可以通過兩側維護艙門進行維護操作，其下方機身處是前鉸接的阻力板。其后則是電氣和空調設備艙。
鷂早期型（GR.1/3）的機身結構圖
機翼
由于鷂最初的用途是低空攻擊和偵察，降低低空高速飛行時紊流的影響就非常重要。在沒有主動控制技術的年代，選擇較大的翼載是比較常見的策略。另一方面，由于鷂主要采用垂直/短距起降方式，機翼升力在這種方式中的重要性相對下降，因此也無需加裝前緣襟翼以改善低速性能。多方面的因素綜合起來，霍克最終為鷂選擇了較小的機翼，以便在滿足各種要求的同時，減小阻力和減輕重量。但必然要付出的代價是——續航能力和飛行性能的下降。到后來鷂 II 采用大機翼設計，并加裝前緣邊條時，很大程度山就是針對原有機翼設計的缺點的。
從茶隼到鷂機翼的改進，圖中可以看到鷂的機翼前緣向前延伸了一段，在內翼前緣形成了一個鋸齒。并增加了 3 個翼刀，翼尖延長 15 英尺
不過，鷂最初的機翼設計有個比較大的問題是，高馬赫數下機翼升力系數不足。當時要求鷂在 400 節空速、10,000 英尺高空、空重 16,800 磅的條件下，最大可用過載為 6g。但以最初的設計，最大可用過載只能達到 5g。即使采用了后緣機動襟翼，也只能達到 5.5g。研究人員提出，可以通過矢量推力來滿足可用過載的要求。但這個建議遭到皇家空軍飛行員的堅決反對。因為他們認為，盡管這樣可以滿足過載要求，但由于推力轉向將導致飛機縱向推力不足而迅速減速，這在空戰中是不可接受的。最后霍克設計人員不得不屈服于空軍的壓力，進行了大量風洞試驗和試飛，對比了大量機翼前緣和渦流發生器設計，最終才設計出今天鷂的機翼。——由這段小插曲我們可以看到，至少皇家空軍的飛行員是不贊成在空戰中使用鷂的矢量推力能力的。那么皇家海軍飛行員又怎么看呢？那段馬島空戰中海鷂使用矢量推力擊落幻影III的繪聲繪色的描寫（恐怕很多人對鷂的機動性的良好印象就是來自這段描寫），究竟是否確有其事？實在是值得我們好好研究的。
注意鷂 GR.3 機翼前緣翼刀之后的一排渦流發生器
言歸正傳。鷂的機翼為懸臂式上單翼。翼根相對厚度 10％，翼尖相對厚度 5％。機翼 1/4 弦線后掠角 34°。采用整塊式鋁合金三梁結構，蒙皮為鋁合金加整體壁板。機翼通過 6 個接頭與機身連接，可整體拆卸（拆下機翼后，發動機就可以從機身上部開口吊出，而不必拆除機身其它部分）。副翼和襟翼為膠接鋁合金蜂窩結構。機翼前緣設計有鋸齒，上表面有渦流發生器，可以改善機翼的失速特性——似乎那個年代的英國飛機非常喜歡這種設計，在英國的“三角標槍”亞音速截擊機上同樣可以看到這個特點。此外，鷂還設計有可拆卸式轉場翼尖。其作用是通過增大機翼展弦比，減小誘導阻力，從而增大飛機航程。迄今為止，只有鷂采用了這種設計。
這架鷂就安裝了可拆卸式轉場翼尖，用以增加航程
鷂的機翼有一個最明顯的特點是巨大的下反角——達 12°。早期的 P.1127 原型上機翼的下反角并沒有這么大。和通常人們的想法不同，采用這么大的下反角，其主要目的不是為了方便收藏護翼輪（雖然的確有這個作用），而是為了減小飛機在大迎角時出現的“荷蘭滾”趨勢。
此外，由于起落架的設計，使得鷂的機翼在地面狀態時具有較大的迎角，這使得它在短距起降時，無需象傳統飛機那樣抬機頭（實際上對于采用自行車式起落架的飛機而言，要做到這一點也是相當困難的），就可以獲得所需的迎角，產生足夠的升力。
尾翼
鷂的垂尾和平尾都安裝在后機身尾錐處，呈倒T形布局。垂尾前緣呈 S 形，具有濃郁的不列顛風格。在垂尾頂部裝有埋入式甚高頻天線。方向舵采用膠接鋁合金蜂窩結構，有配平調整片。平尾為單塊全動式，后緣也采用了膠接鋁合金蜂窩結構。其安裝角可調，下反角 15°，安裝位置與機翼在同一平面上。和普通飛機的平尾不同，鷂的縱向靜穩定性主要是由平尾外側的氣動力來保證的，而平尾內側，由于附近有強烈的發動機噴流，使得當地迎角與平尾偏轉角以及飛機迎角幾乎毫無關系。換句話說，用常規手段操縱平尾時，其內側幾乎不可能產生預期的氣動作用。
鷂的垂尾設計具有濃郁的不列顛風格
起落架 鷂的起落架采用典型的自行車式設計，液壓助力收放，并采用高壓氮氣作為應急動力源。裝有自動防滯系統。前起落架為搖臂式結構，可轉向，單輪，向前收入機身。前起落架兼有承重和轉向的作用。由于鷂的特殊結構，前起承重比較大，因而前輪尺寸也比常見的戰斗機前輪要大。在自主滑行時，前起可左右轉向 45°，而當拖曳滑行時前起則可向左右任意方向偏轉 179°。當前起收起時，其液壓支柱也會壓縮，以減小占用的機內空間。主起落架為支柱式結構，雙輪，向后收入機身，裝有應急剎車系統。翼尖護翼輪向后收入翼尖內側的整流罩內。所有機輪全部采用低壓輪胎，以便可以在疏散基地或草地上起降。當起落架放下鎖定后，起落架主要艙門都將關閉，以免起降過程中異物進入起落架艙。到了鷂 II 時代，護翼輪的位置被向內移動，縮短了輪距。這實際上是針對最初的用戶美國海軍陸戰隊在兩棲攻擊艦上使用改進的，可以減小轉彎半徑，改善地面（甲板）滑行性能。當然，重量也不可避免地增大了。 從這張圖可以看到“鷂”式飛機的四個起落架和機輪，從前到后其分別為鼻輪、護翼輪、主輪 自行車式起落架是鷂的典型外部特征之一。前面已經提到，由于悉尼?凱姆的堅持，P.1127 研制初期曾經試圖開發其它類型的起落架，但最終都不得不回到自行車式起落架上面來。其主要原因之一就是發動機噴流的影響。當然，良好的滑行穩定性和操縱性也是必須要考慮的。事實上，就象我們在前面提到的，在鷂的發展過程中，起落架問題曾經困擾了設計人員好幾年（1960～1967 年）。 在 P.1127 第一架原型機試飛前，就已經發現了起落架存在操縱問題。當時是由于前起轉向操縱機構存在較大的死區，造成前起要么不偏轉，要么就偏轉很大角度，非常難以控制——滑行試驗中這個問題曾經導致主起落架嚴重受損。后來在第二架原型機（XP836）上改進了前輪轉向機構，設定了 ±3°和 ±30°兩種偏轉范圍，但情況只是稍有好轉而已。另一方面，由于垂直/短距起降時推力升力分擔了部分飛機重量，使得起落架承載減小，結果反而降低了起落架的操縱效能。此外，高速滑行時的側風也造成 P.1127 的方向操縱困難，甚至導致主起損壞。其結果是，在 XP836 試飛期間，飛機產生嚴重的地面偏航問題，飛行員不得不經常要求設計人員檢查起落架！ 起落架問題直到 P.1127(RAF) 也就是鷂的時候，才得以徹底解決。全新設計的前輪轉向離合機構使得前輪在全部轉動行程內都具有良好的轉向性能，并且也保證了蹬滿舵情況下飛機最小地面轉彎半徑不變。主起落架改為不可轉向，并增設自動防滯系統。最關鍵的改進是，主起減震支柱改為兩段式結構。當飛機起降時，主起支柱可以自動縮短 7 英寸，使得護翼輪和前/主起同時承載，形成穩定的支撐結構，并保證了良好的方向控制能力。即使在有側風的情況下，這種結構同樣可以保證機翼水平和飛機穩定滑行。 飛控系統 鷂具有兩套飛行控制系統，一套用于常規飛行控制，另一套則用于利用推力升力低速飛行時的控制。不過，在座艙中只有一套常規控制設備，從而減輕了飛行員的負擔。 常規飛行時，利用傳統的氣動操作面進行飛行控制。其中，副翼和全動平尾采用不可逆液壓助力器進行操縱，方向舵則采用人力進行直接操縱。在第一代鷂式飛機上，所有的操作面全部通過連桿（后期改為鋼索以減輕重量）連接到操縱系統上。由于方向舵沒有助力操縱裝置，所以機載自動穩定系統只能提供俯仰和滾轉兩軸穩定。但到了鷂 II，除了加裝方向舵助力裝置外，還采用了全自動飛行控制系統，并應用了主動控制增穩技術，在常規或低速飛行狀態均可保證飛機的穩定性。 在利用推力升力進行低速飛行階段，由于作用到操縱面上的氣動力很小，傳統控制手段已近乎失效，反作用力控制系統成為實現飛機姿態控制必然的選擇。該系統從發動機高壓壓氣機引氣，然后從設置在機頭、機尾和翼尖的反作用力噴口噴出，產生所需的操縱力矩。出于簡化操縱的考慮，這套系統仍然利用傳統操縱系統來控制，飛行員只需按照常規進行操縱，而不會明顯感覺到操縱方面的差異。實際上，位于機尾和翼尖的反作用力噴口是和飛機副翼、平尾以及方向舵聯動的。當飛行員控制任何一個操縱面偏轉時，相應的噴口也同時打開——但不一定有氣流噴出。反作用力控制系統有一套中央控制裝置，只有當發動機噴口偏轉超過 20°時，才會開啟引氣系統，產生反作用力操縱力矩。這套聯動系統保證了飛機在所有的空速范圍內，包括在過渡飛行中，仍然具有足夠的能力對飛機姿態進行穩定的控制。 控制垂直起降飛行的主要是油門桿和噴口偏轉操縱桿，本圖描繪了在不同飛行階段時的兩個操縱桿相對位置 作為第一種成功的垂直/短距起降飛機，鷂在開發反作用力控制系統的過程中經歷了不少挫折和困難——雖然之前有不少試驗機以及“飛行床架”取得了一定的經驗，但畢竟試驗機和實用機是有相當差距的。 P.1127 最初采用的反作用力控制系統沒有中央控制裝置，引氣系統處于常開狀態，以 12 磅/秒的流量向各個控制噴口供氣。因此，這時候的控制系統只有 4 個噴口，控制方式也和后來的鷂有所不同：橫向控制采用差動方式，和現在類似；俯仰控制通過差動改變前后俯仰控制噴口的流量（以維持總升力不變）來產生控制力矩；偏航控制則是通過左右轉動俯仰控制噴口來實現的。這種方式不僅降低了發動機的推力，而且飛機各軸的控制能力都不足。 鷂的反作用力控制系統示意圖 鷂的反作用力控制系統噴嘴機械結構 隨后引氣系統進行了改進，引氣流量可以在 9～15 磅/秒之間變化，以減小控制系統帶來的發動機推力損失，在理論上也可以保證各個軸的控制功率達到最大。但由于偏航控制是通過轉動俯仰噴口來實現的，因此偏航控制所能利用的引氣力量只能達到 7～10 磅/秒，當正側風的風速超過 10 節時，控制系統就不足以產生足夠的偏航控制力矩了。 控制問題一直到 1961 年 9 月，P.1127 換裝具有中央控制裝置的引氣系統才得以基本解決。這套系統可以通過控制中心關閉所有引氣閥門，從而減小了對發動機的引氣需求，降低了噴口溫度，同時增大了發動機的安裝推力。這樣，飛機無需轉動機頭和機尾的俯仰噴口來產生偏航控制——因為它們不再處于常開狀態，獨立出來的偏航控制噴口具有足夠的控制功率，改善了飛機的方向穩定性。 在 P.1127(RAF) 階段，為了提高垂直/短距起降時的操縱品質，飛機又加裝了俯仰和橫向自動穩定系統。到了這時候，飛控系統已經和鷂的生產型沒什么差別了。 進氣系統 鷂的進氣系統設計是一件頗富挑戰性的事。首先，進氣道要滿足低速甚至向后飛行狀態下發動機以最大推力工作的要求，也就是說，不能（或者盡可能減少）因為進氣量不足造成的發動機推力損失；其次，進氣道要滿足高速飛行時低進氣阻力的要求，因為根據低速要求設計的進氣道，一方面在高速時會出現進氣量過多的情況，這時部分多余的空氣會從進氣道倒流出來，形成“溢流阻力”，另一方面這種進氣道唇口前緣半徑較大，也會帶來相當大的阻力；第三，要滿足飛機總體布置的要求，由于發動機必須安裝在重心附近，使得鷂的兩側進氣道長度相當短，要通過這么短而彎曲的進氣道將空氣盡可能平順地送進發動機，減小畸變，難度相當大。 在 P.1127 第一架原型機上，安裝的是“鐘口”形的固定金屬進氣道，由于外形碩大，被人戲稱為“大象耳朵”。這完全是為了滿足低速條件下的進氣要求設計的。而首先進行常規試飛的的 XP836 則安裝了適合高速飛行的小進氣道。但作為實用飛機，這兩種進氣道的功能必須盡可能完美地綜合到一架飛機上。為此采用變截面進氣道是最可行的選擇。 鷂著名的“大象耳朵”進氣口 不過，英國人似乎從來沒有考慮過采用帶激波錐的三元進氣道——雖然采用這種進氣道的 P.1“閃電”式截擊機早已于 1954 年 8 月 1 日首飛。他們想了一個看起來不錯的辦法：采用橡膠制造的進氣口，在低速時膨脹，擴大進氣口喉道截面積，同時加大唇口前緣半徑，以減小氣流畸變；高速時橡膠受進氣口強大吸力的作用而收縮，唇口前緣半徑也減小，可以滿足高速時低阻力的需要。但這個辦法也只是“看起來不錯”而已。某次試飛，速度達到 335 節時橡膠進氣口發生異常抖動，直到速度降至 250 節仍無法消除。在后來的試飛中，設計人員發現僅僅依靠橡膠自身的彈力和氣動力根本無法保證進氣口的充分擴張和壓縮。加上橡膠進氣口多次脫落，到了茶隼階段橡膠進氣口終于被金屬進氣口取代。和最理想的變截面進氣道相比，金屬固定進氣道雖然性能上有差距，但可以保證低速時發動機不會有明顯的推力損失，也可以兼顧高速飛行時的需要，而結構要簡單得多。后來發展到 P.1127(RAF) 階段，進氣道又進行了兩次改進，主要是為了提高飛機的巡航性能和高空操縱品質，為此在進氣口周圍增加了輔助進氣門（最初是 12 個，后來增加到 16 個）和附面層排放活門。進氣道的構型到此基本確定下來。 根據內外氣壓自動控制開合的進氣口輔助進氣門 需要指出的是，除了進氣方面的問題外，鷂的“大象耳朵”還帶來了另一個意想不到的問題——方向穩定性問題。由于進氣道體積龐大，使得重心前的前機身阻力相當大，嚴重降低了飛機的方向穩定性。而在低速階段垂尾的效率很低，無法提供足夠的方向穩定力矩。其結果是，鷂在垂直/短距起降階段的方向穩定性相當差，只能依靠反作用力控制系統和自動穩定系統加以控制——這個問題是鷂的基本設計所造成的，所以從 P.1127 到今天的鷂 II，都無法從氣動設計上加以解決。 推進系統 推進系統是所有垂直/短距起降飛機的核心，它的原理、構型實際上決定了載機的特點。換句話說，當一種垂直/短距起降飛機選定了推進系統之后，它今后可能遇到的問題、性能上的優、缺點等，在很大程度上已經確定了。 對鷂而言，它的核心就是“飛馬”發動機。從最早的“飛馬”1 到最新的“飛馬”11－61 MK.107，先后發展了 16 種改型，推力從 113,00 磅提高到 23,800 磅。鷂的發展史在某種程度上就是“飛馬”發動機的發展史。 鷂 GR.1/3 安裝的飛馬發動機示意圖，底部的管子是中央引氣系統 “飛馬”發動機的基本工作流程如下：空氣從兩側進氣道流入發動機，首先通過低壓壓氣機（風扇）增壓。經過增壓的空氣在這里分為兩路。約 58％的空氣（此時溫度在 100℃左右）經過一對前噴管排出，產生前噴管推力；剩余的空氣進入高壓壓氣機，再次增壓后流入燃燒室，與燃油混合燃燒，然后向后排出，流經高壓渦輪和低壓渦輪時，驅動它們帶動各自的壓氣機旋轉增壓，最后高溫燃氣（650℃）由一對后噴管排出，產生另一部分推力，并與前噴管推力相互平衡。為了克服低速時壓氣機產生的強大陀螺效應，低壓壓氣機和高壓壓氣機采用同軸反轉技術，從而使得二者的陀螺效應相互抵消。 飛馬發動機工作時工況說明圖 本質上，“飛馬”就是一臺渦扇發動機。兩對矢量噴管是它與普通渦扇發動機的根本區別——正是這兩對噴管使得它能夠產生足夠的推力升力，保證鷂完成垂直/短距起降飛行。因而，確保 4 個噴管同步轉動是保證鷂正常飛行的基本要求。為此，“飛馬”專門設計有一個空氣沖壓馬達（動力源來自發動機引氣），通過連桿和鏈條傳動來實現噴管的同步。噴管的控制也很簡單，在座艙油門手柄旁邊設計有一個噴管轉動角度控制手柄，為了適應飛行員的習慣，其操縱方式和油門相同——向前推為加速（對應噴管向后轉動），向后拉為減速（噴管向前向下轉動）。
