作为一种成功的垂直/短距起降飞机，鹞的气动设计可谓经典。鹞家族的基本气动设计自P.1127以来就没有大的变化。实际上，尽管经过了几十年的改进和发展，我们仍然可以轻易从外形上分辨出鹞家族的成员——从最早的P.1127到今天的 AV-8B“鹞”II，无一例外。

从P.1127到鹞II一脉传承的气动布局

那么，鹞在设计上究竟有什么特点，使得它能够“以不变应万变”，在诞生几十年后仍然能够适应新的作战需要呢？这样的设计特点对于它的成功究竟起到了什么样的作用呢？我们不妨来看看。

总体布局

鹞采用单座正常式布局，机翼为带大下反角的中等后掠上单翼，倒T形尾翼构型，全动式平尾同样具有大下反角，后机身下部设计有单腹鳍。装1台“飞马”系列发动机，两侧进气，4个肘节式矢量推力喷管位于机身中部。起落架为自行车式结构。

鹞属于传统的静稳定设计飞机。不过在茶隼阶段，曾经出现过由于挂载武器后重心后移，导致纵向静稳定度不足的情况。为了保证在所有的武器挂载方案下，鹞都能具有适当的静稳定度，鹞的重心比茶隼又向前移动了一段距离。这种做法无可厚非，不过若以现代战斗机的标准来看，这样无疑会使得鹞的敏捷性下降——当然，这无碍于它的主要任务对地攻击和侦察。

座舱

马丁?贝克 MK12H弹射座椅，安装在鹞GR.5/7 上

鹞的座舱为增压座舱，具有加温和空调设备。风挡经过加强，以防低空飞行时发生鸟撞事故，同时风挡前有液压驱动的雨雪刷和除冰装置。舱盖后为滑动结构，手动向后开启。座舱高度较低，但前向视界良好，足以满足对地攻击和侦察的要求——这种设计主要是为了减阻的需要，但到了海鹞和鹞 II 时，座舱被明显加高，以改善飞行员全向视界，当然也为此付出了重量和阻力的代价。座椅为马丁?贝克的“零-零”弹射座椅，足以保证飞行员各种状态下救生的需要。

鹞GR.3与海鹞FRS.1侧面线图对比，海鹞和以后的鹞II座舱提升以改善视界

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。

鹞更换发动机需要拆除整个机翼

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。

鹞早期型(GR.1/3)的机身结构图

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。

茶隼

鹞

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。

注意鹞GR.3机翼前缘翼刀之后的一排涡流发生器

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。

这架鹞就安装了可拆卸式转场翼尖，用以增加航程

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

鹞的垂尾设计具有浓郁的不列颠风格

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。

起落架

鹞的起落架采用典型的自行车式设计，液压助力收放，并采用高压氮气作为应急动力源。装有自动防滞系统。前起落架为摇臂式结构，可转向，单轮，向前收入机身。前起落架兼有承重和转向的作用。由于鹞的特殊结构，前起承重比较大，因而前轮尺寸也比常见的战斗机前轮要大。在自主滑行时，前起可左右转向 45°，而当拖曳滑行时前起则可向左右任意方向偏转 179°。当前起收起时，其液压支柱也会压缩，以减小占用的机内空间。主起落架为支柱式结构，双轮，向后收入机身，装有应急刹车系统。翼尖护翼轮向后收入翼尖内侧的整流罩内。所有机轮全部采用低压轮胎，以便可以在疏散基地或草地上起降。当起落架放下锁定后，起落架主要舱门都将关闭，以免起降过程中异物进入起落架舱。到了鹞 II 时代，护翼轮的位置被向内移动，缩短了轮距。这实际上是针对最初的用户美国海军陆战队在两栖攻击舰上使用改进的，可以减小转弯半径，改善地面(甲板)滑行性能。当然，重量也不可避免地增大了。

鹞II鼻轮

鹞GR.3护翼轮

海鹞主轮特写

自行车式起落架是鹞的典型外部特征之一。前面已经提到，由于悉尼?凯姆的坚持，P.1127研制初期曾经试图开发其它类型的起落架，但最终都不得不回到自行车式起落架上面来。其主要原因之一就是发动机喷流的影响。当然，良好的滑行稳定性和操纵性也是必须要考虑的。事实上，就象我们在前面提到的，在鹞的发展过程中，起落架问题曾经困扰了设计人员好几年(1960～1967年)。

在P.1127第一架原型机试飞前，就已经发现了起落架存在操纵问题。当时是由于前起转向操纵机构存在较大的死区，造成前起要么不偏转，要么就偏转很大角度，非常难以控制——滑行试验中这个问题曾经导致主起落架严重受损。后来在第二架原型机(XP836)上改进了前轮转向机构，设定了±3°和 ±30°两种偏转范围，但情况只是稍有好转而已。另一方面，由于垂直/短距起降时推力升力分担了部分飞机重量，使得起落架承载减小，结果反而降低了起落架的操纵效能。此外，高速滑行时的侧风也造成P.1127的方向操纵困难，甚至导致主起损坏。其结果是，在XP836试飞期间，飞机产生严重的地面偏航问题，飞行员不得不经常要求设计人员检查起落架!

起落架问题直到P.1127(RAF) 也就是鹞的时候，才得以彻底解决。全新设计的前轮转向离合机构使得前轮在全部转动行程内都具有良好的转向性能，并且也保证了蹬满舵情况下飞机最小地面转弯半径不变。主起落架改为不可转向，并增设自动防滞系统。最关键的改进是，主起减震支柱改为两段式结构。当飞机起降时，主起支柱可以自动缩短 7 英寸，使得护翼轮和前/主起同时承载，形成稳定的支撑结构，并保证了良好的方向控制能力。即使在有侧风的情况下，这种结构同样可以保证机翼水平和飞机稳定滑行。

飞控系统

鹞具有两套飞行控制系统，一套用于常规飞行控制，另一套则用于利用推力升力低速飞行时的控制。不过，在座舱中只有一套常规控制设备，从而减轻了飞行员的负担。

常规飞行时，利用传统的气动操作面进行飞行控制。其中，副翼和全动平尾采用不可逆液压助力器进行操纵，方向舵则采用人力进行直接操纵。在第一代鹞式飞机上，所有的操作面全部通过连杆(后期改为钢索以减轻重量)连接到操纵系统上。由于方向舵没有助力操纵装置，所以机载自动稳定系统只能提供俯仰和滚转两轴稳定。但到了鹞 II，除了加装方向舵助力装置外，还采用了全自动飞行控制系统，并应用了主动控制增稳技术，在常规或低速飞行状态均可保证飞机的稳定性。

在利用推力升力进行低速飞行阶段，由于作用到操纵面上的气动力很小，传统控制手段已近乎失效，反作用力控制系统成为实现飞机姿态控制必然的选择。该系统从发动机高压压气机引气，然后从设置在机头、机尾和翼尖的反作用力喷口喷出，产生所需的操纵力矩。出于简化操纵的考虑，这套系统仍然利用传统操纵系统来控制，飞行员只需按照常规进行操纵，而不会明显感觉到操纵方面的差异。实际上，位于机尾和翼尖的反作用力喷口是和飞机副翼、平尾以及方向舵联动的。当飞行员控制任何一个操纵面偏转时，相应的喷口也同时打开——但不一定有气流喷出。反作用力控制系统有一套中央控制装置，只有当发动机喷口偏转超过 20°时，才会开启引气系统，产生反作用力操纵力矩。这套联动系统保证了飞机在所有的空速范围内，包括在过渡飞行中，仍然具有足够的能力对飞机姿态进行稳定的控制。

控制垂直起降飞行的主要是油门杆和喷口偏转操纵杆，本图描绘了在不同飞行阶段时的两个操纵杆相对位置

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。

飞马发动机工作时工况说明图

本质上，“飞马”就是一台涡扇发动机。两对矢量喷管是它与普通涡扇发动机的根本区别——正是这两对喷管使得它能够产生足够的推力升力，保证鹞完成垂直/短距起降飞行。因而，确保4个喷管同步转动是保证鹞正常飞行的基本要求。为此，“飞马”专门设计有一个空气冲压马达(动力源来自发动机引气)，通过连杆和链条传动来实现喷管的同步。喷管的控制也很简单，在座舱油门手柄旁边设计有一个喷管转动角度控制手柄，为了适应飞行员的习惯，其操纵方式和油门相同——向前推为加速(对应喷管向后转动)，向后拉为减速(喷管向前向下转动)。