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。
“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。
AV-8B 翼尖的姿态控制喷口
降低结构重量
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（牌号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16000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。
“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6440减少到2450，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。
检修中的 AV-8B ，可以看到整体机翼已经拆下
采用气垫增升装置等增升措施
“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。
“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3040千克，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。
注意前后起落架之间的 CADS
其它基本设计
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。
与“鹞”系列相比，“鹞”II主翼的主要变化包括：1/4弦线处的后掠角减小到24°；翼展、机翼面积分别增加20.1%、14.4%；采用超临界翼型；翼根和翼梢处相对厚度分别增加到11.5%和7.5%；加大面积的单缝后缘襟翼和下倾副翼（为了布置加大面积的襟翼，机翼后缘的后掠角变为0°）。“鹞”II的主翼与“鹞”相比减轻了结构重量、加大了内部容积、提高了亚音速巡航和操纵效率。
AV-8B 的边条
“鹞”II主翼的曲线形的前缘边条源自英国“大翼鹞”计划。皇家空军虽然放弃“大翼鹞”计划而选择AV-8B，但同时指出AV-8B与“大翼鹞”相比的一个重大缺点是瞬时盘旋角速度太低（当时的AV-8B只能达到约13°～14°/秒，皇家空军希望能超过20°/秒），不能满足冷战时代欧洲战场对攻击机的要求（皇家空军认为它应当具备不低于战斗机的瞬时盘旋性能）。因此皇家空军提议在AV-8B上采用为“大翼鹞”发展的前缘边条，麦道据此在1架YAV-8B上加装了边条进行试验，表明最大瞬时盘旋角速度的确提高了，但由于阻力增加，稳定盘旋角速度有所降低。最后麦道通过将前缘边条面积减小到“大翼鹞”的64%实现了最大瞬时盘旋角速度和稳定盘旋角速度的折中，同时美海军陆战队也对安装前缘边条的AV-8B表现出很大兴趣，所以“鹞”II最终采用了这种面积减小的前缘边条。皇家空军和美海军陆战队还都希望AV-8B能在机翼前缘采用空战机动襟翼，但由于双方对空战襟翼的要求相差很大，最后“鹞”II放弃采用前缘襟翼。
“鹞”II的垂尾的面积比“鹞”有所加大，后缘的方向舵由原来的人力控制改成液压助力控制（该系列的所有气动操纵面都采用液压动作筒控制）。垂尾固定部分采用铝合金，顶部有通信天线罩，根部有用于设备舱冷却的进气口。
“鹞”家族所有型号的“飞马”发动机都布置在机身中部，又都采用上单翼，所以“鹞”在机身布置了独特的自行车式起落架，并依靠机翼下的护轮辅助保持滑行稳定性。“鹞”的单轮式前主起落架可进行转向操纵，向前收入机身，承受飞机载荷比例为40%；双轮式后主起落架向后收入机身，承受飞机载荷比例占50%。“海鹞”的前主起落架的支柱上有甲板系留装置，后主起落架具有应急刹车系统。早期“鹞”系列和“海鹞”的每边翼尖有一个护轮，“鹞”II系列则安装在大约半翼展处，每个护轮只承受5%的飞机载荷，起飞后向后收入翼尖整流罩或半翼展处的流线形短舱。从起落架的布置可以看出：“鹞”在短距起飞时不能抬前轮，只能在滑行到一定速度后借助发动机推力中地直接升力部分使飞机“跃离”地面。“鹞”的起落架设计允许它在树林中的空地和小块路面这类的粗糙、未铺覆的地面起降，满足它可作为前线野战攻击机使用的要求。
