“鹞”式垂直-短距起降战斗机家族

“鹞”式垂直/短距起降战斗机家族 一“跃”惊天 ——“鹞”式垂直/短距起降战斗机家族 前言 　　少年版《战场》第 6 期（2003 年 2 月出版） 　　第二次世界大战充分显示了航空兵在防御和进攻中的巨大作用，因此航空母舰和军用机场往往成为战争中的重点打击目标，在这种背景下，列强开始尝试研制垂直/短距起降（V/STOL）飞机，它不需要专用机场和航母的支持，可以大幅度提高航空兵在敌方打击下的生存能力和进攻的隐蔽性。具有丰富作战经验的美国海军率先在 20 世纪 40 年代末期提出在小型航母和大型非航母作战舰只上装备垂直起降（VTOL）飞机的，50 年代初期研制了以洛克希德 XFY-1 和康维尔 XFV-1 为代表的垂直起降试验机，但它们需要竖立在架子上起飞和着陆，操纵很不方便，因此没有得到进一步发展。 斯奈克玛 C450-01                    达索“幻影”IIIV 　　20 世纪 50 年代后期到 60 年代前期，V/STOL 战斗机形成了开发热潮，尝试了多种技术。如斯奈克玛的 C450-01 采用 1 台可整体倾斜的发动机和 2 台垂直喷气发动机；达索的“幻影”IIIV 采用升力发动机；贝尔的 X-14 和霍克的 P.1127 采用推力转向喷管；道尼尔 Do31E.VFW 和福克 VAK191B 采用推力转向喷管和升力发动机并用等等，这时期进行了验证试飞的 V/STOL 试验机累计超过 30 种，但其中只有英国的 P.1127 最终“修成正果”，以它为基础诞生了“鹞”式 V/STOL 战斗机家族，并从 20 世纪 70 年代开始一直是英国皇家空军的主力攻击机，也是各国海军两栖攻击舰和轻型航母的首选的固定翼战斗机。 Do31E                               VAK191B 从 P.1127 到“茶隼” 　　早在 1946 年，法国工程师克尔·韦伯就提出了采用推力转向喷管实现垂直起降的技术设想，1957 年他向英国的布里斯托尔航空发动机公司（后来成为罗尔斯·罗伊斯公司的一部分）公开了他的技术方案，该公司很快据此研制出“飞马”（Pegasus）发动机，后来的事实证明这种发动机是 P.1127 取得成功的关键。 “飞马”（Pegasus）发动机结构图 P.1127 发动机及姿态控制系统示意图 　　P.1127 试验机由英国霍克飞机公司（1963 年曾重组成霍克·西德利公司，霍克·西德利后来又并入英宇航公司——今英宇航系统公司）和布里斯托尔从 1957 年开始联合研制，次年霍克由西德利·卡姆领导的飞机组和布里斯托尔由 S.G.弗卡领导的发动机组确定该试验机采用布里斯托尔推力 5,125 千克的 BE53“飞马”1 发动机（编号的头缀“BE”表示布里斯托尔的发动机），并以此展开进一步设计工作。这种飞机研制厂商和发动机研制厂商之间的紧密合作是 P.1127V/STOL 试验机取得成功的又一个重要原因。 首架 P.1127 XP831 在 Dunsfold 基地 　　霍克公司将 P.1127 定义为一种比“猎人”攻击机略小、载弹量相当、作战半径更大、能以高亚音速进行低空突防的战术支援攻击机，由于它可能满足北约用于替换意大利菲亚特 G.91 攻击机的 V/STOL 攻击机的要求而引起了其它国家的关注，并导致了后来“茶隼”多国合作项目的诞生。不过 P.1127 项目开始时飞机部分的研制资金完全由霍克公司自筹，而布里斯托尔的 BE53 发动机由于在 1958 年 6 月与美国的“互助武器发展”（MWDP）达成投资而得到了 75% 的资金援助。1959 年霍克公司也通过与英国航空部签订 2 架原型机的开发获得了 2 架原型机机体的制作费用。首架 P.1127 在 1959 年开始制造，1960 年 10 月 21 日该机（XP831）开始由钢索悬吊进行系留悬停试验，11 月 19 日成功完成首次自由悬停试验，1961 年 3 月 XP831 成功完成首次常规试飞，同年 9 月第 2 架 P.1127 原型机（XP836）完成了首次由悬停状态过渡到前飞状态的试飞，这表明 P.1127 项目取得了重大突破，但 XP836 在同年 11 月就由于 1 个前喷管在飞行中脱落而坠毁——该机的推力转向前喷管由玻璃纤维增强塑料制造，质量难以保证，所以后来生产型飞机的喷管都采用了质量容易保证的钣金结构。XP831 后续进行的飞行试验仍集中在悬停-前飞相互转换的过渡飞行上，这期间发现它的滚装操纵力矩不足并对此进行了改进。1961 年 12 月 12 日，XP831 借助俯冲实现了跨音速飞行，后来该机还改用推力增加到约 6,120 千克的“飞马”3 继续进行试验。 安装“飞马”2 发动机的 XP972 1962 年出现在范保罗航展上 　　在 XP831 完成首次自由悬停试验后不久，英国航空部又与霍克签订了 4 架 P.1127 原型机的开发合同（包括它使用的发动机），这表明该机开始由一个试验项目转变成的实用型号开发项目。P.1127 第 3、4、5 架原型机（编号分别是 XP972、XP976、XP980）在 1962 年 4 月到 1963 年 2 月之间相继完成，它们换装了“飞马”3 发动机（XP972 采用推力约 5,670 千克的“飞马”2）、改进了进气口（使空气流量增加）和翼尖整流罩（该善失速特性），3 架试验机之间也因依次根据试验情况进行改进而有所差别。 安装了“飞马”3 发动机的第 4 架 P.1127 XP976 在 Biggin Hill 机场，1965 第 5 架 P.1127 XP980 在悬停中 一架 P.1127 坠毁于巴黎布尔歇机场 　　P.1127 项目从 1959 年与英国航空部签订合同开始一直使用英美两国的资金并由英国独立进行研制，1962 年，为共同对 V/STOL 技术的实际应用进行评价，该计划转变为英、美、联邦德国的共同开发项目，三国联合投资研制 9 架 P.1127 的发展型“茶隼”（Kestrel）并联合进行作战鉴定与测试，这标志着英国/北约的 V/STOL 攻击机研究进入试用与鉴定阶段。根据这个计划，英国航空部此前与霍克公司合同中的第 6 架 P.1127 原型机——XP984 作为“茶隼”的先行试制机制造，它做了如下主要改进： （1）改用 1 台推力约 7,030 千克的“飞马”5 发动机以提高起飞载荷和悬停高度； 　　（2）发动机相对于机翼向前移动 230 毫米并改变安装角，同时加长机身，改变了推力中心与重心、重心与升力中心的相对位置，使悬停时推力中心通过重心，前飞时重心在升力中心之前，改善了悬停和前飞时的纵向稳定性； 　　（3）机翼进行了重新设计，翼展缩短 430 毫米并改变机翼平面形状，同时采用更薄的超临界翼型以减小高亚音速飞行时的阻力； 　　（4）水平尾翼翼展延长了约 1,200 毫米，下反角由 0° 改为 15°，可消除高速、较大迎角时发生的上仰现象； 　　（5）将垂直尾翼加高 150 毫米以提高方向稳定性。 　　XP984 于 1964 年 2 月首飞，到次年 2 月，P.1127 的 6 架原型机累计试飞时间已达 545 小时，进行了 1,343 次垂直/短距起落。1964 年 10 月 3 日三国联合鉴定中队成立，9 架“茶隼”（XS688～696）都在 1964～1965 年间完成，1965 年 4 月 1 日由这 9 架“茶隼”在英国皇家空军的维斯特莱哈姆基地组成了世界上第 1 个喷气式 V/STOL 飞机机队，到 11 月 9 架飞机共完成 2,000 架次的试飞。1966 年，9 架“茶隼”中的 6 架被送到美国继续进行为期约 4 个月的评估（美军称之为 XV-6A），留在英国的 3 架也继续用于飞行试验，为以后“鹞”的诞生做出了重大贡献。 P.1127 XP984 4 架“茶隼”编队飞行 从 P.1150 到 P.1154 　　霍克在进行 P.1127 项目的同时还研究超音速的 V/STOL 飞机 P.1150，1960 年 2 月该公司完成了其设计方案，它比 P.1127 略大，重量预计高出约 50%。根据布里斯托尔公司的提议，该方案设想配备的发动机是当时“飞马”发动机改型，增加了一个加力燃烧室，可在垂直起飞和超音速飞行时提供足够的推力并保持在高亚音速的低燃料消耗。 P.1150 模型 　　在 1961 年年中，北约对的超音速 V/STOL 飞机的要求做出了具体规定，P.1150 不能满足北约要求，因此霍克在 1962 年 2 月提出使用布里斯托尔 BE100 发动机（也带有加力燃烧室）的 P.1154 计划，它在北约内部的竞争对手是法国的“幻影”IIIV。然而最终机型的选定计划限于预算不足而取消，P.1154 竞争北约超音速 V/STOL 飞机的梦想宣告破灭。而此时英国皇家空军与皇家海军在 P.1154 计划上也发生了分裂——本来两军种想共用机体和发动机以减少开发时间和费用，但由于双方在性能要求上不能统一，皇家海军立刻转购西班牙装备的 F-4“鬼怪”并迅速退出 P.1154 计划；皇家空军在此前连 P.1127 项目的经费都无法独立保证，又要准备与法国联合进行“美洲虎”攻击机的开发，而 P.1154 的预期研制费用比 P.1127 和“茶隼”更高，所以皇家空军也不得不在 1965 年 1 月宣布中止 P.1154 计划。 P.1154 模型 　　尽管 P.1154 计划最终流产，但为该计划发展的航空电子设备、武器系统、构造设计等用到了后来的“鹞”上。 “鹞”式大家族 　　1965 年春，在 P.1127 计划的 6 架原型机完成试飞及皇家空军宣布取消 P.1154 项目后，英国航空部又单独与霍克签订了研制 6 架进一步发展型的合同（依次编号 XV276～281），目的是以 P.1127 的技术为基础为皇家空军研制一种近距支援战斗机，所使用的发动机为推力约 8,620 千克的“飞马”6 Mk101（下称“飞马”101）。第 1 架原型机在 1966 年 8 月 31 日首飞，并在 1967 年正式命名为“鹞”（Harrier）。经过后来的不断发展，“鹞”已经发展成一个大家族，包括早期“鹞”系列、“海鹞”系列和“鹞”II系列。 AV-8A 　　早期“鹞”系列包括“鹞”GR.Mk1/1A（首架生产型 1967 年 12 月 28 日试飞，订购了 78 架）、T.Mk2/2A（首架生产型 1969 年 10 月 3 日试飞）、GR.Mk3（首架生产型 1976 年 1 月 9 日试飞，订购了 36 架，后来还将 50 架 GR.1/1A 升级为 GR.3）、T.Mk4/4N（首架生产型 1973 年 5 月 4 日试飞，包括 T.2/2A 订购了 31 架）、Mk50（即美国海军陆战队的 AV-8A，订购了 102 架，1971～1977 年交付）、Mk54（美国海军陆战队的 TAV-8A，订购了 8 架）、Mk55（西班牙海军的 AV-8S，订购了 11 架，与 TAV-8S 都被称为“斗牛士”）、Mk58（西班牙海军的 TAV-8S，订购了 2 架，与 AV-8S 一起在 1973～1978 年交付）共 9 种型号，都由英宇航系统生产。编号中的“Mk”加数字表示型别、“GR”表示用于对地攻击和侦察，“T”表示用于教练（也适用于美国和西班牙的飞机），末尾有 N 的表示海军型。没有“GR”或“T”的是出口机或试验机。目前早期“鹞”系列除少数教练型和 AV-8S/TAV-8S 外都已退役，津巴布韦在 1989 年获得了皇家空军转交的多余的早期“鹞”，不过现在肯定已经无法使用。从技术水平上看，早期“鹞”系列相当于西标第 2 代战斗机。 北航的 GR.3，XZ965 　　“海鹞”系列包括皇家海军在“鹞”GR.3 基础上发展的“海鹞”FRS.Mk1（首架原型机 1978 年 8 月 20 日试飞，订购了 57 架）、FRS.1 的中期寿命改进（MLU）型 FA.2（原称 FRS.Mk2，首架原型机 1988 年 9 月 19 日试飞，订购了 28 架，另有 33 架 FRS.1 升级到 FA.2）、FRS.Mk51（印度的“海鹞”FRS.Mk1，订购了 23 架）、“鹞”Mk60（印度用于 FRS.Mk51 教练的型号，订购了 4 架，采用“鹞”T.4 的布局和 FRS.Mk1 除雷达外的机载设备）、“鹞”T.Mk8N（由皇家海军早期的“鹞”教练型改进，采用 FA.2 除雷达之外的全套设备，总共改进了 5 架）。从飞机设备和空战能力来 看，http://www.tcdzq.net FRS.Mk1 及其出口型属于西标第 2 代战斗机、FA.2 则属于第 3 代。 “海鹞”FA.2 　　“鹞”II系列包括美国海军陆战队的 AV-8B 基本型（首架生产型 1983 年 8 月 29 日试飞）、AV-8B 夜间攻击型（首架由 AV-8B 改装的夜攻型 1987 年 6 月 26 日试飞）、AV-8B+制空型（原型机 1992 年 9 月 22 日试飞）和教练型 TAV-8B（首架 1986 年 10 月 21 日试飞，加上前 3 种作战型总共订购了 328 架）；皇家空军的“鹞”GR.5/5A（相当于 AV-8B 基本型，首架预生产型 1985 年 4 月 30 日试飞，订购了 62 架）、T.6（皇家空军最初计划在 T.4 基础上改装的 GR.5 教练型，后来取消研制）、GR.7/7A（相当于 AV-8B 夜攻型，首架生产型 1990 年 5 月试飞，订购了 34 架，并将全部的 GR.5/5A 升级到 GR.7）、T.10（相当于 TAV-8B，首架 1994 年 4 月试飞，订购了 13 架）。此外意大利订购了 16 架 AV-8B+和 2 架 TAV-8B，西班牙订购了 12 架 AV-8B 基本型（编号 VA-2，绰号“斗牛士”II）和 8 架 AV-8B+（保留的 10 架“斗牛士”II将升级到这个标准），泰国皇家海军订购了 8 架 AV-8B 基本型。“鹞”II 系列技术上已经相当成熟，水平相当于西标第 3 代战斗机。 安装雷达的 AV-8B+ 　　 “鹞”式家族的三大型号系列中，早期“鹞”系列和“海鹞”系列的主承包商都是英宇航系统公司，发展早期“鹞”的后继型时本来美国海军陆战队和英国皇家空军有着各自的计划（美国的称为 AV-8B，英国的称为“大翼鹞”），不过最终皇家空军选择了技术上容易实现的美国 AV-8B 计划。1981 年美国麦道公司（今波音）和英宇航签订了联合生产协议，规定美国的 AV-8B 双方分别承担 60%、40% 的工作量，英国的 GR.5 各占 50%，而对任何来自两国之外的订单则分别承担 75%、25%。此外美国联合技术公司下属的普拉特·惠特尼公司还承担发动机制造的 25%（按照价格计算），其余由英国罗尔斯·罗伊斯承担。麦道和英宇航还要负责各自所生产机身段内系统的安装，而所有飞机的喷气反作用操纵系统都由英宇航负责生产。  YAV-8B 原型机 　　除了各种作战型外，在“鹞”双座型的基础上还发展了低噪音 V/STOL 客机研究机和“矢量推力飞行控制”（VAAC）试验机。低噪音 V/STOL 客机研究机是英宇航自筹资金制造的，编号“鹞”Mk52，是英国注册的第 1 架民用固定翼 V/STOL 飞机，1971 年 9 月试飞（使用“飞马”102 发动机）；VAAC 试验机在 1985 年 12 月 12 日首飞，主要用于先进飞控系统试验，将俯仰控制、油门和喷管位置控制改成电传控制并保留了原来的机械控制方式。 　　美国海军陆战队和英国皇家空海军的“鹞”II和“海鹞”还在不断进行改进，如加装新型瞄准吊舱和“联合战术信息分发系统”（JTIDS）、改进电子战系统等。英国国防部在 2002 年 2 月宣布计划在 2007 年以前将“海鹞”FA.2 和“鹞”GR.7 通过机体、动力装置、电子设备和武器系统的大幅度改进升级为一个统一的型号“鹞”GR.9，作为 F-35 装备之前的过渡。美国海军陆战队的 AV-8B 系列最终也将被 F-35 取代。 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。 　　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 12,100 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 1,404 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 9,750 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 7,600 千克（限时使用 750 秒），最大连续推力 6,120 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。 　　“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 9,870 千克（发动机不计尾喷管重量约 1,470 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 1,000 小时、500 小时。 卢卡斯工业公司还为“飞马”研制了辅助动力单元（APU） 　　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 10,800 千克（发动机不计尾喷管重量约 1,570 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。 F402-RR-408 　　“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 3,000 小时。 　　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。 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。 AV-8B 翼尖的姿态控制喷口 　　“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。 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（标号 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 16,000 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。 检修中的 AV-8B ，可以看到整体机翼已经拆下 　　“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 6,440 减少到 2,450，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。 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。 注意前后起落架之间的 CADS 　　“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 3,040 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。 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。 　　“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。 AV-8B 的边条 　　“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。 航空电子系统 　　“鹞”家族的每一系列都具有当时一流的航空电子系统。早期“鹞”系列航电系统的核心是导航-攻击系统，“鹞”II 系列和“海鹞”FA.2 的航电系统则以 1553B 数据总线为基础（GR.5/5A 的数据总线不是 1553B 标准，但与之兼容），实现了余度化和综合化。限于篇幅，这里仅对其光电探测装置、雷达和座舱显示器进行简单介绍。 光电探测装置 　　早期“鹞”系列和“鹞”II系列多是攻击/侦察型，使用的光电探测装置主要有 106 型激光测距与目标标定装置（LRMTS）、ASB-19（V）角速率轰炸系统（ARBS）、前视红外（FLIR）装置、光电吊舱等。 　　106 型 LRMTS 装备在英国的早期“鹞”系列上，是费伦蒂公司（今英宇航系统公司）产品，功能是使驾驶员识别由激光指示的地面目标，并将相应的引导信息显示在平显上。激光接收器的透镜安装在近似圆柱形的密闭装置内，通过在调定的俯角上进行方位扫描发现被激光束标定的目标，然后使激光接收器锁定在该目标上，并向驾驶员提供操纵命令以保证尽快地准确识别目标。106 型 LRMTS 重约 21 千克，工作波长 1.06 微米，俯仰角-25°～+20°，方位角+/-18°，作用距离在 10 千米以内，精度约 3.5 米，平均故障间隔时间大于 1,000 小时。 Harrier GR.3 长长的机鼻内安装了 Type 106 LRMTS 　　美国海军陆战队的 AV-8A 和除了 AV-8B+的“鹞”II 系列都装有由休斯飞机公司（今雷锡恩公司）研制的 ASB-19（V）ARBS，它包括激光/电视双模式跟踪器、IBM 的 CP-1276 武器投放计算机和 C-10122 控制单元，总体积 0.057 立方米，重 63～68 千克。激光跟踪器和电视跟踪器的共用光学系统（这样在切换工作模式时就不会丢失目标）安装在机头锥体正中间，跟踪方位角范围-37°～+37°，俯仰角范围-70°～+10°，旋转侧滚角范围-450°～+450°，两种模式都可以采用自动或手动跟踪控制。当工作在激光跟踪模式时，跟踪器自动跟踪地面、友机等外部照射源照射的目标，经过武器投放计算机计算后在平显上提供驾驶信息；工作在电视跟踪模式时，放大7倍的跟踪图像显示在电视显示器上，驾驶员标定后就可以转入自动跟踪。武器投放计算机的功能是接收来自双模跟踪器的信息，控制跟踪器在跟踪时的位置和转动速度、进行武器的弹道和火控计算并给武器系统发出自动发射或自动投放信号。得到投放时间、连续计算的弹着点等武器投放参数所需要的输入数据除了跟踪器锁定目标后飞机对目标的视线角和角速度外，还有来自大气数据计算机的真实空速和高度数据。武器投放计算机处理后得到的目标位置、武器投放和方位角驾驶信息通过平显提供给驾驶员。控制单元用于提供驾驶员和武器投放计算机的接口，提供跟踪方式控制、输入显示、目标信息、导航和维修信息等。ASB-19（V）使“鹞”攻击型能在一次通过中的精确攻击目标，也能在平显上给出返回目标的导航信息，以便驾驶员返回存储的预定目标再次进行攻击（若驾驶员指定了1个新目标，则原来存储的目标位置被消除）。ASB-19（V）的电视跟踪器还能为飞机提供有限的昼间空空作战能力，因为放大7倍的电视图像对空中目标的识别和跟踪特别有用。该系统的工作条件是：高度 0～13 716米，速度（指示空速）463～1 019千米/小时，法向加速度-1～+7g，可采取水平、俯冲拉起、俯冲侧滑等多种工作方式。系统平均故障间隔指标 250～300 小时，下限值 150 小时，总工作寿命 10,000 小时。 AV-8B 机鼻的 ASB-19（V）ARBS 　　“鹞”GR.7、AV-8B 夜攻型和 AV-8B+在机头上方鼓包内还装有英国通用电气公司（GEC）的 FLIR。该 FLIR 可能基于英宇航系统的 MIRLS-1000“小型红外行扫描”装置，MIRLS-1000 本来是为需要热成像传感器的无人机开发的，所以体积很小，重量也只有 5.4 千克。该装置能提供前方 180°的视场，能将图像通过实时视频输出装置显示到电视显示器上，也能通过窄带数据链将图像发送到地面站。前视红外夜视系统也装备美军 AV-8B 攻击型，它的光学部分通过机头前端的小型泡罩实现前视，能够提供前方经过优化的高分辨率图像，并能通过平显向驾驶员自动提示潜在的目标，使飞机能够在夜间及恶劣的气候条件下执行任务，大大增加使用率。 Harrier GR.7 机鼻上方的 MIRLS-1000 　　美国 AV-8B 夜攻型和 AV-8B+使用的光电吊舱主要是“莱特宁”II（Litening II）及其改型。“莱特宁”II 激光目标标定及导航吊舱是诺斯罗普·格鲁门与在以色列拉菲尔的“莱特宁”基础上研制的，具有一个 256×256 元的锑化铟中波红外（工作波长 3～5 微米）凝视阵列、两个具有宽、窄视场的电耦合器件（CCD）电视摄像机（分辨率 768×494）、一个激光测距仪和一个能够在超过 12 千米高空使用的激光照射跟踪器、一个与夜视镜（NVG）兼容的激光标示器和一个惯性测量装置，美海军陆战队的型号还加装了一个用于毁伤评估的视频记录装置。从 2001 年 8 月起美军又开始试验“莱特宁”ER，美海军陆战队随后订购的“莱特宁”II 也采用了这种标准。“莱特宁”ER 的主要改进有：FLIR 改用 640×512 元中波凝视阵列，大幅度提高了图像分辨率，并使识别和跟踪距离提高 30%；CCD 电视摄像机和 FLIR 的图像可以融合；激光器改用成熟的二极管泵浦型，有 1.06 微米和 1.57 微米两种人眼安全波长工作模式，可分别用于作战和训练；新的激光器提高了发射能量、减小了光束发散，具有更远的作用距离和精度。目前诺斯罗普·格鲁门还在研究将“莱特宁”II 或 ER 的雷达电子战系统吊舱改型，吊舱内部将装备用于射频跟踪和定位的接收机、有源干扰机和 AAQ-24“复仇女神”定向红外对抗系统。“莱特宁”II 吊舱全重约 200 千克。 挂载 Litening II 的 AV-8B+ 　　皇家空军“鹞”GR.7（以及未升级前的 GR.5）主要使用英宇航系统的“天尔德”（TIALD）热成像/机载激光标定吊舱。该吊舱的热成像阵列、电视摄像机和激光标定装置使用同一个窗口，这种设计使它在同类吊舱中直径最小并易于瞄准。目前“鹞”GR.7 使用的是 500 系列（最初使用 400 系列），它的主要特点是：用英宇航系统的 384×288 中波凝视阵列替代了原来的长波（8～12 微米）阵列（红外摄像机仍由南非肯特龙生产），使目标探测和识别距离可望提高 30%～40%；增加了诺斯罗普·格鲁门的 LN-200 惯性测量单元（IMU），使吊舱能快速得到位置信息并可将目标数据快速转交给其它探测装置；以自动瞄准线对准功能取代了原来的手动对准，可自动瞄准载机导航-攻击系统中预定的目标。 TIALD 吊舱 雷达 　　“鹞”家族中只有用于制空作战的“海鹞”FRS.1、FA.2，AV-8B+三种型号装有雷达，雷达型号分别是“蓝狐”（Blue Fox）、“蓝雌狐”（Blue Vixen）和 APG-65。 　　“蓝狐”由费伦蒂公司（今英宇航系统的一部分）研制，是工作在I波段的高性能单脉冲雷达。它由 9 个“外场可更换组件”（LRU）组成，重约 86 千克，总方位扫描角 110°，最大峰值功率 90 千瓦。该雷达采用直径 550 毫米的平板缝阵天线获得了较大的探测距离和低副瓣，并采用频率捷变技术对抗电子干扰。雷达远距离扫描结果可用扇形 PPI 显示（以本机为中心，等距点为圆弧线的极坐标显示方式），也可采用 B 型显示（角方位-距离的坐标显示方式）。“蓝狐”的平均故障间隔时间为 120 小时，可靠性在同代同级雷达中相当优秀。 安装“蓝狐”雷达的 SeaHarrier FRS.1 　　“蓝雌狐”雷达由费伦蒂研制，是一种工作在I波段的轻型脉冲多普勒雷达，由多个 LRU 组成，重量约 145 千克。“蓝雌狐”具有高、中、低脉冲重复频率，并可根据地杂波状况和目标群密度自动选择脉冲重复频率进行探测优化（如采用低低脉冲重复频率用于下视模式以提供精确的距离和全向速度信息，采用高脉冲重复频率在高杂波环境下提供对高速逼近目标的下视探测），该雷达在对空状态下具有“边扫描边跟踪”（TWS）和“单目标跟踪”（STT）模式，据称是世界上第一种在设计时就考虑对 AIM-120 具有完全兼容性的机载雷达；在对海状态下能与“海鹰”空舰导弹配合。1993～1994 年间“海鹞”FA.2 使用该雷达对 AIM-120A 进行了一系列火力测试，有报道称测试证明该雷达能在为 4 枚 AIM-120 提供指令修正惯性导引的同时保持对目标的跟踪（表明该雷达的多目标攻击能力很容易得到进一步提高）。1998 年 11 月英宇航系统根据军方合同又开始将该雷达与“联合战术信息分发系统”（JTIDS）进行综合（FA.2 使用的 JTIDS 终端名称使 AN/URC-138（V）），全部工作将在 2004 年完成，届时“蓝雌狐”雷达将能使用来自 JTIDS 的目标数据。 　　AV-8B+使用的 APG-65 是从换装 APG-73 雷达的 F/A-18C/D 上拆下来的，该雷达是一种现代化的脉冲多普勒雷达，由休斯飞机从 1976 年开始研制，1982 年服役。它带有直径 690 毫米的机械扫描缝隙阵列天线，工作在 8～12G 赫兹（I/J 波段），具有高、中、低脉冲重复频率和频率捷变能力，峰值功率 5～6 千瓦，对空最大作用距离 120 千米，在 TWS 状态下探测距离 74 千米，能同时跟踪 10 个目标（显示 8 个）并使用 AIM-120 导弹进行多目标攻击，在 STT 模式下能为 AIM-7 导弹提供照射。该雷达对地功能也非常强大，除具有地形回避和地形跟踪能力外，在多普勒波束锐化（DBS）模式下具有 19：1 的锐化比（比值越大，分辨率越高），若进一步采用聚焦多普勒锐化（地图扩展）可以进一步提高到 67∶1。此外还有更先进的合成孔径雷达（SAR）和地面移动目标指示（GMTI）模式，能分辨出地面停止或低速移动的车辆。由于采用宽频带、脉冲压缩和先进算法实现了高分辨率，该雷达在空对空状态下具有“袭击判断”模式，它基于 DBS，但信号和数据处理方式不同，最大作用距离为 55 千米，能在远距离上分辨密集编队中的单个目标。由于 AV-8B+已进行 JTIDS 升级，所以估计该雷达也能使用 JTIDS 的数据。 AV-8B+ 安装的 APG-65 　　APG-65 由低旁瓣天线、可编程行波管发射机、采用脉冲压缩技术的接收机/激励器、可编程信号处理机和数据处理机 5 个 LRU 组成，总重量 154 千克（加上机架小于 200 千克），体积小于 0.13 立方米（不包括天线），除发射机采用液冷外其余组件都采用气冷。可编程信号处理机（PSP）是 1 台运算速度 720 万次/秒的 AYK-14 计算机，采用了超高速集成电路技术（VHSIC），包括 5,000 多块线宽 1.25 微米的集成电路板。软件采用汇编语言编写，能通过软件改进已有工作模式或增加新的工作模式。数据处理机采用了 256K、16 位字长的固态存储器（首次在战斗机机载雷达中使用），其存储的指令被读出口存入 16K 的固态存储器，使雷达能够连续保持目标轨迹。APG-65 雷达设置有完整的自检测系统，故障检测率 98%，整机平均故障间隔时间 106 小时，其中天线和发射机指标值 350 小时，处理机 150 小时，平均故障修复时间 12 分钟，可靠性在当时具有领先水平。 座舱显示器 　　所有的“鹞”都装有平视显示器。早期“鹞”系列的平显是史密斯工业的 4-20 型（包括 4-22、4-23）或 4-40 型（用于美国和西班牙的早期“鹞”，美国编号 AVQ-30（V））。它们基本都实现了全数字化和模块化（4-40 增加的武器瞄准计算机是数模混合式的），并能作为主飞行仪表使用；“海鹞”FRS.1、FA.2 的平显是史密斯工业的 5-60 系列及其改进，同样可作为主飞行仪表使用；AV-8B 基本型和“鹞”GR.5 采用史密斯工业的 6-50 平显武器瞄准系统，能显示 ASB-19（V）等光电探测设备获得的视频信息；AV-8B 夜攻型和GR.7 采用了能显示前视红外图像的新型广角平显（视场 20°×16°）。早期“鹞”系列中的作战型在仪表板中央都装有英宇航系统的圆形投影地图显示器，它能存储并显示 2,200×1,850 千米范围内的地图，存储 7 个预定攻击的目标坐标，并可在飞行中调整和修改其中 2 个；“海鹞”FRS.1 右侧仪表板上方有一个雷达显示器；“海鹞”FA.2 和 AV-8B+左右侧仪表板上方各有一个矩形下视显示器，FA.2 的分别用于多功能显示和雷达显示，AV-8B+则恰好相反；“鹞”GR.5/7 的左、右侧仪表板上方各布置有一个矩形下视显示器，其中 GR.5 左、右侧分别是显示 ARBS 的电视图像和导航、武器管理等信息的多功能显示器和活动地图显示器，而 GR.7 刚好相反，并且它右侧的多功能显示器还可显示前视红外和光电吊舱图像；AV-8B 基本型只在仪表板左侧上方有一个矩形的下视显示器（凯瑟尔公司的 IP-1318），AV-8B 夜攻型在仪表板中央有圆形的彩色活动地图显示器，右侧上方有矩形