2006年，洛克希德·马丁公司利用美国国防部现在使用的空战系统分析仿真程序，将F-35与主要竞争对手进行了空战模拟。模拟的对手主要是欧洲的“台风”战斗机和俄罗斯的苏-30战斗机，这两种战斗机都是典型的三代半战斗机。模拟的结果是F-35以1∶4的交换比大获全胜，占有绝对优势。尽管F-35的空战机动性能不算顶尖，但是其敏捷性依然能与F-16持平，并且因其具备隐身能力，在超视距空战中占有绝对优势。洛克希德·马丁公司还指出，F-35配备的APG-81雷达，具有性能相当强的对地工作模式，其合成孔径雷达绘制地图的能力远胜过F-22，可以在夜间和复杂气象条件下对地精确打击。此外，F-35的机腹弹舱容积很大，携带对地攻击弹药的能力非常强。F-35的对地能力独树一帜，远胜过以往的对地战斗轰炸机，例如A-10。2008年，美国空军发布了F-35与苏-35的战力比较报告，指出F-35的战力是苏-35的400%。
3.6.1 JSF 计划
F-35的前身是JSF计划，由通用低成本轻型战斗机（Common Affordable Lightweight Fighter，CALF）和先进联合攻击技术（Joint Advanced Strike Technology，JAST） 计 划 联 合 演 变 而 来。1988 年， DARPA接管了CALF计划。该计划分为3个阶段：所有早期的设计研究归为第一阶段；第二阶段从1993年开始到1996年为止，历时3年，为技术发展和风险降低阶段；第三阶段为细节设计、制造和飞行测试阶段，从1996年开始。1993年3月，DARPA将两份竞争性合同分别授予洛克希德公司和麦克唐纳·道格拉斯公司，进行两种CALF方案的关键技术验证和风险降低评估。1994年3月，波音公司参与竞争。两个月后诺斯罗普·格鲁门公司自费加入了竞争。
1993年，DARPA启动了一项JAST计划，即开发一种超声速短距起飞垂直降落（Short Take-off with Vertical Landing，STOVL）飞机取代AV-8B。1994年10月，考虑到CALF和JAST这两个计划相互重叠，美国国会将DARPA/美国海军的先进STOVL/CALF计划并入JAST计划，同时要求JAST计划中要包括一个可以满足海军陆战队需求的STOVL机型。
1994年12月，一个为期15个月的方案确定和设计研究合同分别授予波音、洛克希德、麦克唐纳·道格拉斯以及诺斯罗普·格鲁门等公司。不久，诺斯罗普·格鲁门公司加入到了以麦克唐纳·道格拉斯公司为首的麦克唐纳·道格拉斯/英国宇航公司研制小组。承包商都提出了各自的武器系统概念设计方案，并进行了一系列降低风险的工作（如风洞试验、有动力的STOVL模型以及发动机分析等）。
1996年3月，JAST计划正式更名为JSF计划。11月，麦克唐纳·道格拉斯、英国宇航、诺斯罗普·格鲁门等公司的设计方案被淘汰，未能进入方案论证阶段。1996年11月16日，波音公司和洛克希德·马丁公司被选为JSF方案论证阶段的发展商。波音公司的研制方案命名为X-32，洛克希德·马丁公司的研制方案命名为X-35。
2000年9月18日，X-32A首飞；同年10月24日，X-35A首飞。经过10个月的对比试飞，2001年10月26日，洛克希德·马丁公司战胜波音公司，获得了JSF的工程制造与发展阶段合同。JSF计划的精髓是STOVL。X-35的获胜，与臭鼬工厂创新的升力风扇方案密不可分。
3.6.2 臭鼬工厂的轴驱动升力风扇
X-35新颖的轴驱动升力风扇研制工作由洛克希德公司臭鼬工厂、罗尔斯·罗伊斯公司和艾利逊公司共同完成。臭鼬工厂自1994年起，就为JAST计划研制升力风扇，在JAST计划上的研发经验大大帮助了X-35的研发。
1994年，臭鼬工厂收到了来自JAST计划的4000万美元研发经费，用来研究轴驱动升力风扇方案。在这个方案里，飞机发动机通过一根机械轴连接到一个垂直放置的升力风扇上。当飞机起飞时，升力风扇打开，可以提高主发动机进气量并产生向下推力，从而缩短飞机起飞距离，进行垂直降落。与美国海军现役的AV-8B鹞式战斗机短距/垂直起降方式大不相同。与此同时，麦克唐纳·道格拉斯公司也收到了2800万美元研发经费，用于研究燃气耦合升力风扇方案。随后，波音的直接控制垂直起降方案和诺斯罗普公司的方案也加入其中。当JAST计划演变成JSF计划，臭鼬工厂自然将其升力风扇方案应用到了洛克希德·马丁公司的X-35上。
X-35的STOVL动力系统由F119-614发动机、轴驱动升力风扇、三轴转向喷口和滚转姿态控制喷管组成。轴驱动升力风扇为两级对转风扇，垂直安放在座舱后面，刚好在飞机的重心之前，由主发动机前延伸出旋转轴通过离合器驱动可向前偏转13°、向后偏转30°。短距起飞或垂直降落时，主发动机的三轴转向喷口垂直向下偏转（最多可偏转95°并可左右偏转10°），产生66.6kN的向下推力，同时驱动升力风扇使飞机上方的冷气流以230kg/s的速度向下喷出，产生80kN的推力，共同提供飞机悬停所需的升力。此外，两侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机引气也可提供17.7kN的推力。正常飞行时，离合器断开，风扇停止工作，三轴转向喷口转为水平，飞机所需动力完全由其提供。
臭鼬工厂采用的轴驱动升力风扇方案具有明显的优点：升力风扇将一部分功率从巡航发动机中分离出来，使得巡航发动机的位置和尺寸可以按照常规飞机进行设计，对飞机的性能影响小；效率高，产生的升力要比同样的F119发动机的直接升力方案高出60%；从垂直起降状态转为平飞状态所用时间短而且转化过程更简单；升力风扇喷出的是冷气流，流速低，对地面的冲击小，同时还可以防止发动机尾部的高温燃气吸入进气道，从而提高了操作可靠性和发动机安全性。
轴驱动升力风扇的缺点是结构复杂、重量较大，整架飞机因此增重了1800kg，但增加的升力和带来的性能优势足以弥补这一缺点。除了STOVL型的 F-35，常规起降型（Conventional Takeoff and Landing，CTOL） F-35装有低可探测性轴对称喷管，以及STOVL型飞机上没有的重2270kg的油箱（安装在升力风扇的位置），可以使飞机增加230多英里的航程。
由于采用了轴驱动升力风扇方案，因此X-35可以采用类似F-22的两侧进气常规布局，并大量运用了F-22战斗机上的技术，如梯形中单翼、常规水平尾翼、外倾双垂尾和内置弹舱，并针对机头方向的探测进行了隐身性能优化。无隔板非常规进气口位于机头两侧，无活动部件，双曲度进气道可以屏蔽整个发动机特征轮廓。全电飞控系统通过电液作动器对主飞行舵面进行控制。机上装有先进的第四代有源电子扫描阵（Active Electronically Scanned Array，AESA）雷达。该型雷达集成了雷达、电子战和通信系统的功能及多功能分布式红外成像传感器系统，可进行空中目标搜索与跟踪、目标指示和导弹告警、地面目标跟踪，系统由分布在机体上的6个保形红外成像传感器组成，传感器数据经过融合后显示在飞行员的广角头盔显示器上，并可与目标和威胁数据信息相重叠。
相比较而言，波音公司的X-32采用直接升力系统，由F119-614发动机、直接升力喷管、二维推力矢量喷管、俯仰和偏航控制喷管以及滚转控制喷管组成。飞机正常飞行时，直接升力喷管关闭，主排气流由二维推力矢量巡航喷管喷出，产生推力。在短距起飞或垂直起降时，发动机尾部的二维矢量喷管关闭，发动机主排气流转向位于机身重心处的两个升力喷管垂直向下喷出，提供垂直升力，升力喷口可向后偏转45°、向前偏转10°。同时，在升力喷管前开有一条横缝，压力风扇的冷气流可由此喷出，除提供一部分升力外，还可形成一道“喷气屏障”，防止升力喷口的热排气流进入发动机进气道。此外，机身前后装有用于飞机姿态控制的俯仰和偏航控制喷管，两侧机翼上装有滚转控制喷管。
X-32的直接升力方案源自“鹞”式战斗机采用的前后串列矢量喷管技术，已经过多年实践验证，技术比较成熟，整套系统结构简单，零部件少，与未安装直接升力系统的CTOL型和CV型（Carrier（based）Variant，舰载型）相比，STOVL型重量仅增加317kg。然而，由于发动机必须安装在飞机重心位置附近，对按常规设计的飞机而言相当不利，带来的直接后果就是导致了CTOL型和CV型的性能下降。同时，短距起飞或垂直降落时，升力喷管喷出的高温气体会严重侵蚀机场跑道，并且会增加发动机进气温度，使发动机工作在“高温”模式下，效率降低，磨损和维护成本增加。
尽管X-32比X-35提前近30天飞上了天空，并且飞行测试的表现也非常良好，显示出极好的任务可靠性，但在垂直起降试验中， X-32B（STOVL型）由于发动机吸入从升力喷口喷出的高温气流，动力急剧下降，飞机骤然下落。这一事故显示出X-32B在设计上的先天不足。而X-35B（STOVL型）不仅在飞行测试中的表现不输于X-32B，在垂直起降试验中也表现完美。正是由于升力方案的创新，臭鼬工厂帮助洛克希德公司拿到了JSF计划，赢得了世纪订单。
