F-35 的放油口在左翼下方，放油时左侧机翼下表面和平尾都会沾上燃油
传统上，发动机启动系统、发电机和冷暖空调是各自独立的系统。F-35 将三者整合进一体的综合动力系统（简称 IPP），减轻了重量，简化了操作和维修。但 IPP 故障将导致主要航电过热故障、失去备用发电机、失去机载制氧能力和座舱加压，在空中出现的话，将导致严重的飞行安全问题。IPP 应该具有无故障间隔至少 2,200 小时，但在美国空军的试飞中，已经出现 11 起必须全换的故障，其中 8 起是在 12 个星期里集中出现的，使得无故障间隔降低到不可接受的 13 小时。
F-35 的 IPP 进气口与排气口
IPP 的故障还不是罢工那么简单。2011 年 8 月 3 日的故障中，IPP 发生爆炸，飞出的部件击穿了油箱，迫使全部 F-35 停飞两星期。肇事部件统统更换了，但如何确保 IPP 一旦爆炸不至于击穿油箱还没有找到办法。IPP 的更换工序也太复杂，需要 48 小时连续苦干。低可靠性加上高维修工作量使得 IPP 需要全面重新设计，对于已经交付的 F-35 来说，又多了一个返工项目。
IPP 就是一个小涡喷
舰载型 F-35C 的尾钩出现着陆滑跑时挂不上拦阻索的问题，在莱克赫斯特海航基地试验时，8 次挂钩企图全部失败。问题出在：1、主起落架到尾钩接地点距离太短，使得主起落架的机轮滚过拦阻索后，拦阻索还没有来得及回位，还紧贴地面，尾钩难以挂上；2、尾钩形状不利于挂上；3、压住尾钩的机构阻尼不足，使得尾钩容易被地面或者甲板的表面不平而弹起。
主起落架到尾钩接地点的距离 F-35C 甚至短于无人机
洛克希德从来没有设计过舰载飞机，难说这是不是尾钩设计出问题的原因。和典型舰载战斗机主起落架到尾钩接地点的距离相比， 为 5.7 米， 为 6.7 米，教练机 T-45 为 4.45 米，就连纵长相对较短的无人机 都有 3.1 米，但 F-35C 只有 2.2 米。F-35C 的尾钩形状本来是借用 F-18E 的，F-18E 的主起落架到尾钩接地点的距离比 F-35C 长 150%，没有机轮把拦阻索压到地上来不及弹回的问题，所以 F-18E 的尾钩前缘较钝，还略带像大头皮鞋一样的倒钩，确保挂上拦阻索后不会脱落。但同样的形状用于 F-35C 就悲剧了，根本挂不上。现在设计团队在把尾钩修改为较尖锐的锲形挂钩，但这样的形状容易挂上，也容易脱落，特别在尾钩阻尼不足造成弹跳或者拦阻索张力不均匀的时候。尾钩阻尼则是一个典型的动态响应问题，阻尼较小，相当于弹簧较软，尾钩撞击甲板的时候，初始弹跳较小，但随后的一系列弹跳衰减较慢；阻尼较大，相当于弹簧很硬，后续弹跳衰减很快，但初始弹跳幅度很大。阻尼大小也可以用汽车悬挂来理解，阻尼较小相当于林肯，阻尼较大相当于宝马。阻尼和主起落架至尾钩接地点距离要配合设置，距离短只有用较小的阻尼，距离长容许用较大的阻尼，但 F-35C 的设计使得阻尼设置陷入两难。
F-35C 的尾钩外形设计不合理，挂不住拦阻索
红线为建议修改的锲形外形
主起落架到尾钩接地点距离和尾钩长度的关系不大。出于隐身和重量的考虑，尾钩需要完全收入机内，所以不可能太长，要增加距离，只有把尾钩的安装点向机尾移动。但尾钩要把以至少 250 公里/小时速度接地而几乎二十吨重的 F-35C 拖住，在几十米内减速到静止，承受的负荷非常之大，安装点的选取和机体的整体强度有关，不可能轻易移动。一旦移动，和机体强度、疲劳有关的全部测试将全部重来，兹事体大。
F-35C 尾钩也太短，正常舰载机的尾钩在着舰时要低于主起落架
在公开的报告中，第一类重大问题中第五个缺陷是引人注目的空白，只有机密版的附件才有具体内容。一般猜测，这涉及到隐身。这不是空穴来风，报告附录罗列了所有评估项目，“信号特征测试结果”是一大类，有“制造商数据”和“测试数据”两个小类，但报告中对这一大类只字未提，而所有其他大类都提到。当然，真相只有到未来解密的时候才知道了。
第二类 3 个问题影响重大，但不至于直接影响日常飞行安全，具体影响还需要进一步的试飞才能确定，其中包括涡流敲击、疲劳寿命和试飞进度。
飞机在空气中飞行的时候，气流不一定平顺地流经飞机表面。强大的涡流可以对机体局部造成高频敲击，造成结构疲劳甚至损坏。F-18A 在试飞中，涡流对双垂尾产生严重敲击，导致早期疲劳，最后是加强了垂尾结构，并在边条背上增加了一对扰流片，改变涡流走向，才解决了问题。 也曾经有过类似的问题。涡流敲击也恶化了飞机的振动，严重时不仅影响舒适，也影响飞行员对仪表的读数和精细的操作动作。头盔显示系统对振动十分敏感，涡流敲击是大大的坏消息。F-35 在试飞中，发现超常的涡流敲击现象，这还是尚未开始 20 度以上迎角的试飞的情况，大迎角飞行时，涡流敲击更为严重。
NASA 用 F-18 进行飞行实验，证实了漩涡在垂尾前破裂的情况。采用了以下两个解决方案
F/A-18A 的边条翼刀
F/A-18 垂尾根部的“补丁”加强片，在 F/A-18C/D 后期批次中被取消
根据已有的试飞数据，F-35 在迎角只有 10-20 度时，在 0.65 到 0.9 马赫范围内已经广泛出现中等程度的涡流敲击，局部条件下还有严重敲击。不过 F-35 大迎角飞行时飞控稳定性尚未认证，大迎角试飞要 2012 年底才能开始，要经过一段时间的深度试飞才能确认大迎角涡流敲击的影响，最早要 2014 年才能揭晓，在此之前，只能作为技术不定性处理。如果需要修改气动或者结构设计，这又是一个返工项目。
F-35C 的进近迎角明显大于 F-18
F-35 的疲劳试验还刚开始。F-35 机体的设计寿命是 8,000 小时，疲劳试验要求 16,000 小时的等效飞行时间。到目前为止，F-35A 只完成了 3,000 小时等效飞行时间，F-35B 为 1,500 小时，F-35C 要到 2012 年才开始疲劳试验。但这些有限的试验已经暴露了一些疲劳问题。F-35B 的第 496 号隔框已经出现疲劳裂纹，重新设计的隔框已经交付，于 2012 年初重新开始疲劳试验。F-35A 的机翼前缘翼肋也提前出现疲劳裂纹，B 型是同样的设计，也有同样的问题；C 型采用不同的机翼设计，尚不清楚是否会有类似问题。还有其他部件达不到设计寿命，尽管这些部件还没有在疲劳试验中出现裂纹，其中 F-35A 有 24 个这样的部件，F-35B 有 19 个，F-35C 有 15 个。