美国先进国防研究计划局（简称 DARPA）在 80 年代就和美国航空工业界联手开始新一代 STOVL 技术的研究，其中波音的技术以“鹞”式的罗尔斯罗伊斯“飞马”发动机为起点，采用机体重心四周的四个转向喷管实现一体化的升力-推力系统。洛克希德则参考了俄罗斯雅克福列夫的分立式升力加升力-推力技术，但用升力风扇取代专门的升力发动机，和发动机转向喷口相结合，实现垂直升力。波音方案的整体气动布局受发动机喷口和机体重心的相对位置的限制很大，最后导致了波音 X-32 那不雅的尊容。波音方案依然有喷流回吸的问题，所以从压气机引出高压常温空气，从喷口和进气口之间的槽形喷嘴向下喷出，形成气帘，阻止喷流回吸。洛克希德方案采用一前一后两个直接升力来源，像用抬杠抬重物一样，控制力臂较大，有利于姿态控制的稳定性。由于升力风扇的排气是常温空气，在地面反弹回吸也不至于造成问题，在本质上解决了这个老大难。但洛克希德方案的难点在于如何把发动机的功率传送到升力风扇。
F-35B 采用和雅克相似的设计思路
但把升力发动机换成升力风扇
不过这升力风扇在技术上非同小可，传动轴的传动功率差不多够驱动一艘驱逐舰了
后喷口采用独特的旋转套筒方式实现偏转，洛克希德也毫不讳言，这是雅克那里过来的技术
洛克希德和 DARPA 的合作围绕着叶尖涡轮概念，也就是像溪流推动水车一样，用高压喷流吹拂风扇的叶尖，驱动风扇。这个概念很有吸引力，不需要机械传动的轴系和齿轮。由于需要的气流量很大，从压气机引出所需的高压气流将严重影响发动机的工作，或者需要一个巨无霸的风扇，影响发动机的整体优化；如果从喷气流引出所需的高压气流，很难解决高温的喷气流在机体内转弯 180 度的问题，管道占用的空间、耐热都不好解决。在努力多年之后，洛克希德放弃了这个方案，改用机械传动，从驱动风扇的转轴引出延伸，经过齿轮减速，驱动升力风扇。这个结构不仅沉重，还需要传送相当于驱逐舰推进功率的大功率，技术难度非常高，但洛克希德和普拉特惠特尼最终解决了这个难题，这才有了今天的 F-35B。
空军型 F-35A 不需要 STOVL 能力，升力风扇和传动系统的空间转用于额外的油箱，用以增加航程。海军型 F-35C 也照此办理，并大大加强了起落架，机体作了防腐处理，最大的差别则在于大大增加了翼面积和襟翼，以提高低空低速操控，适合航母起飞着陆的需要。
空军型的 F-35A 不需要垂直起落，升力风扇的空间用作额外的油箱
海军型的 F-35C 增大机翼，改善了低空低速操控，适合上舰
但问题出在垂直起落的 F-35B 上
F-35 是按隐身战斗机设计的，所以采用机内武器舱，使得机体很是臃肿。为 STOVL 预留的空间进一步增大了 F-35 的机体，使得总重急剧攀升。在第四代（过去称为第三代，现在美俄统一将高机动战斗机这一代称为第四代）重型战斗机中，F-15C 的空重为 12,700 千克，正常起飞重量为 20,200 千克；苏-27 的空重为 16,380 千克，正常起飞重量为 23,430 千克。但 F-35A 的空重也达到 13,300 千克，正常起飞重量则达到 22,470 千克。也就是说，“轻型”的 F-35A 实际上和重型的 F-15C、苏-27 的重量相当。F-35B 和 F-35C 更重，F-35B 的空重达到 14,500 千克，因为机内燃油量从 F-35A 的 8,390 千克下降到 6,030 千克，所以正常起飞重量下降到 21,310 千克，不过机内燃油作战半径也从 F-35A 的 1,090 千米下降到 833 千米；F-35C 的机翼增大，空重达到 15,800 千克，较高的空重和更大的机内燃油量（增加到 8,890 千克，机内燃油作战半径 1,185 千米）使正常起飞重量上升到 25,470 千克；但 F-35B 和 F-35C 的最大起飞重量都和 F-35A 一样，限制在 31,800 千克，这是由统一平台的结构载荷限制决定的。
为了补偿不断攀升的飞机重量，F-35 的发动机最终成为世界上单发推力最大的战斗机发动机 ，非加力的军用推力就达 111 千牛，加力推力更是高达 178 千牛（一说军用推力 125 千牛，加力推力 191 千牛）。但 F-35B 的推重比只有 0.85，依然远远低于 F-15C 的 1.12 和苏-27 的 1.07。F-35B 的翼载高达 499 千克/平方米，远远高于 F-15 的 357 千克/平方米和苏-27 的 377 千克/平方米。有意思的是，空军的 F-35A 由于机内燃油量和正常起飞重量的提高，推重比实际上下降到 0.81，甚至低于以笨重著称的 F-4“鬼怪”式；翼载高达 526 千克/平方米，甚至高于以“人操火箭”著称的 F-104 的 514 千克/平方米。海军的 F-35C 加大了机翼，所以翼载下降到 410 千克/平方米，但推重比进一步下降到 0.71，仅略微高于专业对地攻击的 F-105 的 0.69。F-35 的最大速度也只有 1.6（一说 1.8）倍音速，甚至低于 F-16 和 F-18，超巡更是免提。F-35A 的机体按照 9g 过载设计，F-35C 限制到到 7.5g，F-35B 进一步限制到 7g。这是为了降低对机体结构强度的要求、避免进一步增重的原因。
作为对地攻击飞机，F-35 家族无疑是称职的。但翼载太高，推重比不足，严重影响了 F-35 家族的机动性。战斗机机动性与升力和推力的关系并不直观。简言之，对于战斗机来说，升力不光用于克服重力，使战斗机得以飞行于空中，还是机动性的关键。换句话说，拉大弯需要首先横滚到几乎侧立，用机翼的升力产生转弯所需要的侧向力。所谓拉 9g 的圈子，实际上就是斜向的升力高达飞机重量的 9 倍。此时用于克服重力的垂直升力分量依然为 1g，通过力的分解不难算出，此时侧向力为 8.94g。对于一架典型重量为 10,000 到 20,000 千克的战斗机来说，这相当于 882-1,764 千牛的侧向力，这是在可预见的将来任何发动机的推力转向都不可能达到的。翼载是单位机翼面积所承受的飞机重量，翼载越低，产生升力的“余量”越大。另一方面，拉大弯的时候需要拉大迎角以产生最大升力，阻力急剧增加，需要用特别大的发动机推力来补偿。所以，低翼载和高推重比是高机动性的基本手段。F-35 的隐身、电子系统和先进导弹确实大大增强了 F-35 的空战能力，但如果说隐身、电子系统和导弹的进步使战斗机的飞行性能不再重要，那就看看美国空军是不是舍得放弃 F-22 而用 F-35 挑大梁吧。作为参照，F-22 的推重比至少为 1.09，即使在非加力状态，推重比也达 0.72，翼载为 375 千克/平方米。