V/STOL的秘密
相对于普通战斗机，V/STOL战斗机的设计难点主要是以下两点：
（1）实现V/STOL和战斗机的载荷（起飞重量）和航程指标的矛盾：要实现垂直起飞，要求发动机提供的直接升力大于飞机起飞重量，所以必须限制战斗机的载荷；同时垂直起飞时发动机往往工作在极限推力或接近极限推力的状态，大大增加了燃油耗油量，使本来载油量就因起飞重量限制而受到限制的战斗机作战半径大大缩短；
（2）VTOL时操纵的困难：在垂直起降或过渡飞行状态下，战斗机的气动操纵面是没有操纵效果的，但此时可能由于地面效应、发动机功率变化、气流扰动等因素造成飞机姿态发生变化，显然如果此时没有其它的控制手段，飞机将无法保持平衡，很容易引起致命的事故。
那么“鹞”家族是如何解决上述问题的呢？总结起来主要措施有4点：采用带推力矢量喷管的“飞马”发动机；采用喷气反作用控制系统；降低结构重量；采用气垫增升装置等增升措施。
“飞马”发动机与推力矢量控制
“飞马”系列涡扇发动机是P.1127和“鹞”得以成功的最关键所在，在“鹞”式家族的不断改进中，换装推力更大、寿命更长、工作更可靠的的新型“飞马”发动机始终是一个重要内容。
“飞马”在世界上首先采用了双转子反转，这样可以消除消除陀螺力矩，改善“鹞”悬停和过渡飞行时的稳定性。经风扇压缩的空气主要换向到发动机的一对前喷管，压气机和高压涡轮之间的环形燃烧室除了带有低压燃油蒸发管和高能点火器外，还有用于增加推力的水喷嘴，每分钟喷水量可达159升。燃烧室外套和火焰筒之间设有放气环腔，可将经高压压气机压缩后的空气引出到设置在机头、翼尖和尾锥的喷气反作用操纵系统。该发动机有两对带有两片叶栅的串列喷管，分别喷出风扇压缩后的空气和燃气流，两对喷管可同步转动，提供飞机在垂直起降、悬停、过渡飞行和正常平飞时所需要的升力和推力。在额定升力状态下，前喷管排气速度约365米/秒，排气温度383K；后喷管排气速度550米/秒，排气温度943K。
“飞马”系列涡扇发动机
按重量计算，“飞马”发动机采用的材料中钛合金和其它轻合金（如镁合金）占到25%以上，这使发动机重量较轻，允许“鹞”起飞时多带载荷。发动机配有卢卡斯工业公司的燃气涡轮起动机（GTS）和辅助动力装置（APU），地面状态时在大气温度为-26～+50摄氏度的条件下可在30秒内正常起动发动机，空中停车后5秒内在“鹞”的整个飞行包线内再起动，如果超过5秒，则可在高度8 300米以下、表速426～463千米/小时的包线内再起动。“飞马”从慢车到最大转速的加速时间只需要2.5秒，并在高度12100米以下对油门操纵速度没有任何限制。在12 100米以下，当表速为426千米/小时，迎角达到18°时发动机也不会发生喘振现象。这些技术特点能较好地保证“鹞”的飞行安全性和快速出动能力。
由于发动机使用条件恶劣，所以对它的使用寿命控制很严格。“鹞”家族在机身顶部和机翼前方机身都布置有发动机检查口盖，后机身设备舱内装有发动机寿命记录器，它将感受到的排气温度和在此温度下工作时间折算成寿命消耗点数（还可以记录发动机的超温次数），当点数达到一定数值时，不论发动机是否达到了寿命都必须进行翻修。
早期“鹞”系列使用的发动机有“飞马”101、“飞马”102（“飞马”10 Mk102）和“飞马”103（“飞马”11 Mk103，美国编号F402-RR-402，中间的“RR”表示是罗尔斯·罗伊斯产品）。其中“飞马”103不算尾喷管时重约1404千克，空气流量196千克/秒，总增压比14.8，涡轮前温度1 483K，涵道比1.38，在升力状态下喷水加力时推力9750千克（限制使用15秒），不喷水9 300千克（限时使用15秒），额定升力状态推力8 850千克（限时使用135秒），最大推力7600千克（限时使用750秒），最大连续推力6120千克，额定耗油率约0.6千克/（千克推力·小时）。该发动机的空气流量、增压比和涡轮前温度高于绝大多数同时代战斗机的发动机，所以能满足垂直起降对推力的需求，加上注意减重设计，所以推重比也较高（超过6）。“飞马”103采用液压-机械控制，包括高压压气机可调进口导流叶片控制器、推力矢量喷管控制器、油门和喷管位置选择器等。发动机热端、冷端部件寿命分别是400小时、800小时。
“海鹞”系列使用的发动机是1979年9月投入使用的“飞马”104（“飞马”11 Mk104），它是“飞马”103的海军型，把后者的风扇机匣和中介机匣材料由钛合金改为锻造铝合金以适应海上腐蚀环境。
卢卡斯工业公司还为“飞马”研制了辅助动力单元（APU）
“鹞”II系列大多数采用1984年12月开始交付的“飞马”105（“飞马”11 Mk105，美国编号F402-RR-406）。该发动机的空气流量增加到205千克/秒，同时还提高了风扇增压比。为满足空气流量加大的要求，“鹞”II的进气口面积由“鹞”的0.85平方米增加到0.9平方米，辅助进气门总面积由“鹞”的0.33平方米增加到0.78平方米。同时新的进气口还使“鹞”II起飞和着陆时的总压恢复比“鹞”提高了1%，使发动机的垂直起飞推力（升力）增加了约100千克。“飞马”105的最大推力达到约9870千克（发动机不计尾喷管重量约1470千克），最初仍采用液压-机械控制，1986年以后采用了史密斯工业公司和卢卡斯工业公司联合研制的全权限数字电子控制系统（FADECS），它包括多余度发动机控制单元（DECU）和燃料调节单元（FMU），并带有机械备份。“飞马”105的使用寿命也有提高，热端、冷端部件的寿命分别增加到1000小时、500小时。
目前“鹞”II系列使用的最新型发动机是1990年12月左右开始装备AV-8B夜攻型的“飞马”107（美国编号F402-RR-408），后来的AV-8B+也采用该发动机。“飞马”107采用模块化结构和更先进的FADECS，检修时间间隔比“飞马”105提高了100%，最大推力也增加到约10800千克（发动机不计尾喷管重量约1570千克）。“飞马”107推力的增加主要是通过提高风扇和压气机的增压比实现的，同时空气流量略有增加（207千克/秒），涡轮前温度也有所提高（1991年后采用了单晶涡轮叶片）。1999年12月英国国防部也授予罗尔斯·罗伊斯一项价值1.2亿英镑的合同，内容是将40台用于GR.7的“飞马”105改进成“飞马”107。第1架完成发动机升级的GR.7（改称GR.7A）已在2002年9月20日首飞，合同规定的改装工作将在2004年以前完成。该合同还包括价值2.3亿英镑的、将另外86台“飞马”105改进成“飞马”107的选择项。
“飞马”推力矢量喷管的驱动空气马达由经压气机压缩后的空气驱动，4个喷管通过链条、齿轮和轴与空气马达连接并同步运动，转动速度大于90°/秒（“鹞”II的喷管转动速度高于早期的“鹞”），转动范围从正后方向前直到98.5°。空气马达由座舱内与油门杆并列的独立喷管操纵杆控制，当该操纵杆往处于前方位置时喷管方向向后，处于VTO位置时喷管方向向下。驾驶员也可以在飞行前将喷管偏转到任何位置，当飞机加速到所期望的速度时再把喷管操纵杆调整到STO位置，这样就可以实现短距起飞（实际上是由“飞马”发动机提供部分直接升力的“短距跃飞”）。这些控制系统的重量只有55千克（不包括喷管和轴承），使用寿命达到3000小时。
F402-RR-408
除了用于V/STOL、悬停和过渡飞行外，“鹞”的推力矢量喷管还可用于在前飞时定向控制（Vectoring In Forward Flight，VIFF），试验证明“鹞”采用这种方式能够在垂直过载增加小于0.5g的情况下（“鹞”的设计最大使用过载为7.8g）明显减小盘旋半径和实现快速减速，显著提高飞机的空战格斗性能，美国海军陆战队用AV-8A与F-86“佩刀”（第1代战斗机的代表）、F-4“鬼怪”（第2代战斗机的代表）进行的模拟格斗证明了这一点。皇家海军的“海鹞”在与“猎人”、F-4的格斗模拟中占有明显优势，并在与美国空军第527中队的F-5E进行的模拟空战中取得了2：1的交换比（“海鹞”获胜）。“海鹞”还曾与美国空军F-15进行模拟空战，结果基本战平，其中F-15在视距外有优势，而进行格斗时则“海鹞”占据优势，由此看来VIFF实在是“鹞”家族的一个法宝。
由于“鹞”家族将“飞马”发动机安装在中部机身，为保证纵向稳定性，“鹞”的重心布置在“飞马”发动机直接升力中心线前方约5%～6%平均空气动力弦长以内。