Wraz z zakończeniem na początku lat 1990- tych zimnej wojny pomiędzy mocarstwami, ograniczone zostały wydatki jakie Stany Zjednoczone przeznaczały na swoje uzbrojenie. Wraz z upadkiem Związku Radzieckiego zaczęto szukać oszczędności, a wiele programów zbrojeniowych anulowano lub ograniczono. Rozpoczęty w 1991 roku program Multi Role Fighter (MRF) mający na celu budowę następcy używanych przez United States Air Force samolotów Lockheed Martin F-16A/B "Fighting Falcon" zakończono w 1993 r. Podobny los spotkał programy A-X, który miał wyłonić wspólny dla sił powietrznych i United States Navy samolot uderzeniowy, mający zastąpić w przyszłości maszyny Grumman A-6 "Intruder", General Dynamics F-111 "Aardvark", McDonnell Douglas F-15 "Strike Eagle" i Lockheed F-117 "Nighthawk" oraz program A/F-X, który miał na celu wyłonienie również dla US Air Force i marynarki wielozadaniowego samolotu myśliwskiego.

W miejsce skasowanych programów MRF i A/F-X, powołano do życia program Joint Advanced Strike Technology (JAST- Wspólna Zaawansowana Technologia Uderzeniowa). Program formalnie rozpoczął się 27.01.1994 r. i był finansowany przez Department ol Defense (DoD). JAST był projektowany jako klasyczny myśliwiec, następca F-16 "Fighting Fal­con" w USAF oraz służących w US Navy Grumman F-14D "Tom­cat" i Boeing F/A-18C/D "Hornet", te ostatnie również w USMC. Oblot prototypu JAST planowano w 1997 r., a je­go ewentualny rozwój miął doprowazić do przyjęcia do służby w 2010 r. samolotu bazującego na tej koncepcji.

W 1983 r. agencja DARPA  (Defense Advanced Research Projects Agency- Agencja Zaawansowanych Obronnych Projektów Badawczych Departamentu Obrony Stanów Zjednoczonych) rozpoczęła program Advanced Short Take-Off/Vertical Landing (ASTOVL). Program miał na celu opracowanie technologii potrzebnych do budowy naddźwiękowego samolotu zdolnego zastąpić maszyny McDonnell Douglas AV-8B "Harrier II" używane przez United States Marine Corps i BAe "Harrier II" w Royal Air Force. W 1987 r. program przekazany został koncernowi Lockheed, który opracowywał z pomocą NASA konstrukcję naddźwiękowego samolotu myśliwskiego o właściwościach STOVL. Lockheed zaproponował stworzenie wspólnej dla US Marine Corps, US Navy i US Air Force platformy bojowej o właściwościach STOVL w ramach programu STOVL Strike Fighter (SSF). Obok cech skróconego startu i lądowania, nowy samolot charakteryzowałby się również właściwościami stealth. W 1993 r. program SSF zmienił swoją nazwę i stał się programem Common Affordable Lightweight Fighter (CALF). Nowy program miał na celu stworzenie wspólnej platformy dla Royal Navy i US Marine Corps oraz lekkiego samolotu myśliwskiego dla US Air Force. W 1994 r. program CALF został wchłonięty przez JAST.

W wyniku wielu badań i symulacji realizowanych w ramach tych projektów wypracowano wstępne założenia konstrukcyjne sa­molotu JAST które stały się podstawą dalszych prac. Wskazano, że nowy lekki samolot wielozadaniowy powinien posiadać jeden silnik oraz być jednomiejscowy (pilotowanie wspomagane miało być przez zintegrowany system awioniczny). Po­łączenie programów CALF i  JAST wymuszało opracowanie- na bazie jednego płatowca- kilku wersji samolotu różnią­cych się przede wszystkim układem napędowym, dostosowanym do wymogów różnych odbiorców. Uznano, że przy ówczesnym stanie zaawansowania techniki i technologii lotniczej oraz elektroniki możliwe jest zbudowanie jednego samolotu w odmianach konwencjo­nalnego startu i lądowania CTOL (Conventional Take-Off and Landing) dla USAF, pokładowego CV (Carrier Va­riant) dla US Navy, a także krótkiego startu i pionowego lądowania STOVL (Short Take-Otf and Vertical Landing) dla USMC, Royal Air Force oraz Royal Navy. W związku z tym, że amerykański DoD wymagał opracowania czterech koncepcji myśliwca, zdecydowano, że zostaną wybrane dwa konkurujące ze sobą projekty, a każdy z nich będzie miał dwie wersje: klasyczną operującą z lotnisk i okrętów z pokładem lotniczym oraz z ukła­dem napędowym pozwalającym na pionowy start i lądowanie.

Przyjęto założenie jak największej unifikacji podzespołów trzech plano­wanych wersji samolotu. Zakładano, że różnice mię­dzy wersjami będą dość istotne, mimo zachowania zewnętrznego podobieństwa samolotów. Najprostsza konstrukcyjnie miała być odmiana dla sil powietrz­nych, odmiana pokładowa powinna mieć wzmoc­nioną konstrukcję, zmodyfikowane podwozie umoż­liwiające start z katapulty i dynamiczne hamowanie oraz składane skrzydła o zwiększonej rozpiętości pozwalające uzyskać mniejszą prędkość lądowania. Odmiana krótkiego startu i pionowego lądowania miała posiadać płatowiec zbliżony do wersji klasycznej, ale mieć najbardziej zaawansowaną konfigurację napę­du. Samolot miał być napędzany silnikiem nowej generacji: Pratt & Whitney F119 o ciągu 155,7 kN lub General Elec­tric YF120 o ciągu 160 kN. Ten ostatni to zbudowany od podstaw awangardowy silnik o zmiennym stosunku obiegu zimnego do gorącego, tj. VCT (Variable Cycle Technology). Ostatecznie wybrano tę pierwszą opcję, YF120 znajdował się bowiem we wcześniejszym sta­dium opracowania.

Wspólne dla wszystkich potencjalnych odbior­ców wymagania dotyczyły zintegrowanej awioniki z nowoczesnymi sensorami umożliwiającej realizację przez samolot zadań w środowisku sieciocentrycznym, obniżonej wykrywalności (technologia stealth) oraz bardzo wysokiej zwrotności, m.in. dzięki silnikowi z dyszą wylotową z kierowaniem wektorem ciągu. Ten ostatni wymóg z czasem złago­dzono, uznając, że wystarczy zwrotność na poziomie F-16, którą JSF miał osiągać bez sterowania wekto­rem ciągu w locie. Podstawowe środki bojowe miały być przenoszone w wewnętrznych komorach uzbroje­nia. Standardowym uzbrojeniem samolotu miały być nowe typy rakiet i bomb kierowanych. W 1994 ro­ku przyjęto, że cena samolotu w wersji dla USAF nie może przekroczyć 30 mln USD, dla USMC - 32 mln USD, a dla US Navy- 34 mln USD.

W grudniu 1995 r. do konkursu stanęły czte­ry zespoły konstrukcyjne z firm Boeing, McDonnell Douglas, Northrop Grumman oraz Lockheed. Propo­zycje dość istotnie różniły się konfiguracją płatowca i napędu, podyktowanymi wyborem innego układu silnikowego dla wersji STOVL. Boeing zaproponował samolot napędzany silnikiem z ruchomymi dyszami wylotowymi, Northrop Grumman opracował projekt z pionowym silnikiem pomocniczym o ciągu 70 kN, umieszczo­nym za kabiną (odmiany bez silnika miały w tym miejscu mleć dodatkowy zbiornik paliwa) i silnikiem głównym z dodatkowymi dyszami, McDonnell Douglas zaprojektował układ z pionową turbiną umiesz­czoną za kabiną i napędzaną częścią gazów odprowadzanych od silnika głównego, który miał ruchome dysze wylotowe, a Lockheed przedstawił koncepcję z wentylatorem nośnym napędzanym przez wał, odprowadzający część mocy silnika głównego, po­siadającego jedną ruchomą w pionie dyszę wylotową (system SDLF- Shaft Driven Lift Fan).

W marcu 1996 r. nazwę programu JAST zmie­niono na Joint Strike Fighter (JSF), co było oznaką przejścia do etapu pro­jektowania demonstratora konstrukcji- CDP (Con­cept Demonstration Phase), która trwała do października 2001 r. Wstępne zamówienie amerykańskie szacowano na 1800 samolotów dla USAF, 700 dla USMC i 300 dla US Navy, Wielka Brytania planowała zakup od 50- 100 nowych maszyn. W 1996 r. zakładano, że na cały program JSF należy wydać 219 mld USD.

W lipcu 1995 r. z rywalizacji wycofał się Northrop Grumman, którego koncepcję z turbiną napędzaną gazami wylotowymi przejął McDonnell Douglas. Ta ostatnia firma z kolei niedługo później po­łączyła siły z firmą Boeing. W listopadzie 1996 r. w konkursie pozostały dwa zespoły konstruktorskie:
- Boeing, współpracujący z McDonnell Douglas, z projektem X-32. W odmianie skróconego startu i pionowego lądowa­nia, miał silnik, z którego gazy wylotowe były kierowa­ne na zewnątrz przez obracane dysze, umieszczone w środku ciężkości samolotu, po jednej na każdym boku kadłuba,
- Lockheed Martin, kooperujący z Northrop Grumman i British Aerospace z samolotem X-35. Konstrukcja w wersji STOVL miała wentylator nośny napędzany wałem od silnika głównego. Koncern Lockheed Martin początkowo forsował projekt oznaczony "230- 2" ze skrzydłami trapezowymi i usterzeniem przednim typu "kaczka", jednak jeszcze w 1996 r. zmieniono je na klasyczne, o obrysie zbliżonym do stateczników poziomych F-22A. Projekt posiadał oznaczenie "230- 3".

Podstawowym celem programu JSF było opraco­wanie trudno wykrywalnego dla radarów, wielozadaniowego samolotu bojowego, charakteryzującego się niskim kosztem jednostkowym. Porównywalna z ma­szynami poprzedniej generacji cena myśliwca miała być osiągnięta dzięki masowej produkcji i znacznej unifikacji konstrukcji wszystkich wersji CTOL, CV i STOVL. W latach 1996- 1998, na etapie projektowania de­monstratora konstrukcji CDP, przeprowadzono uzgodnienia wymogów operacyjnych JSF w ramach JIRD (Joint Interim Requi­rement Document). US Navy wymagała powiększenia komór uzbrojenia, tak aby zmieściły się w nich bom­by kierowane wagomiaru co najmniej 908 kg i znacznego wzmocnienia konstrukcji płatowca, a wersja dla USMC nie miała mieć integralnego działka pokładowego. Również marynarka wojenna była inicjatorem montowania zintegrowanego optoe­lektronicznego systemu wykrywania i śledzenia celów na każdym samolocie. Od początku projektu zakładano także, że nie powstanie dwumiejscowa wersja szkolna samolotu, a do doskonalenia pilotów maszyn będą służyć za­awansowane symulatory lotu oraz sprzężenie jednoosobowego samolotu pilotowanego przez ucznia ze specjalnym instruktorskim stanowiskiem naziemnym.

W 1998 r. założono, że wyprodukowane zostanie co najmniej 3000 nowych samolotów JSF - głównie dla Stanów Zjednoczonych i Wielkiej Brytanii, najbar­dziej optymistyczne szacunki przewidywały produkcję do 2040 r., ok. 5000- 6000 egz. Mia­ło to być 1763 samolotów dla USAF, 480 maszyn dla US Navy, 609 egzemplarzy dla USMC, 90 samolotów dla RAF i 60 maszyn dla Royal Navy. Jednak w latach 1996- 1999, wskutek rosnących róż­nic między wersjami, wzrosły docelowe ceny jednostkowe myśliwców: wersja CTOL miała kosztować 30 mln USD, STOVL- 38 mln USD, a pokładowa- 41 mln USD.

Od stycznia 1997 r. do lutego 1998 r. oba zespoły konstrukcyjne prowadziły prace nad opracowaniem i badaniem elementów samolotów, w tym testy wytrzymałościowe konstrukcji, a także pomiary skutecznej powierzchni odbicia na specjalnie skonstruowanych modelach płatowca w skali naturalnej. Demonstratory firmy Boeing otrzymały oznaczenie Boeing X-32A dla wersji CTOL i CV oraz X-32B dla wersji STOVL, a firmy Lockheed Martin - Lockheed Martin X-35A dla odmiany konwencjonalnej, X-35B - dla STOVL oraz X-35C w wariancie pokładowym. Początkowo dla wszystkich prototypów, uczestni­czących w konkursie, zaplanowano oznaczenie X-32. Budowę płatowców X-35A rozpoczęto w lutym 1999 r., a X-32A w kwietniu 1999 r. Oba zespoły konstrukcyjne wy­brały jako napęd silnik Pratt & Whitney F119. Dla firmy Lockheed oznaczone F-119-611C (FX-661) w odmianie klasycznej i F-119-611S (FX-662) w wersji STOVL, a dla koncernu Boeing, oznaczone F-119-614.

Samolot demonstracyjny Lockheed X-35A swój inauguracyjny lot w konfiguracji konwencjonalnej CTOL odbył 24.10.2000 r. Pod koniec tego roku został przebudowany do wersji STOVL (X-35B) z wentylatorem nośnym, wzbił się w powietrze 23.06.2001 r. Drugi egzem­plarz w wersji dla US Navy oznaczonej X-35C, swój pierwszy lot odbył 16.12.2000 r. Przewidywana w 2000 r. cena myśliwca miała kształtować się na poziomie ok. 40 mln USD, w po­równaniu z zakładanymi podczas uruchomienia pro­gramu 28- 34 mln USD. Problem znacznego wzrostu kosztów programu- obok zwięk­szenia zakładanej masy- był i jest największą bolącz­ką producenta i odbiorców nowego myśliwca.

Przy projektowaniu samolotu, który ma służyć w róż­nych rodzajach wojsk i mieć różne właściwości, ko­nieczne były kompromisy i maksymalna jego unifikacja w celu redukcji kosztów. Pewne rozwiązania musiały jednak być odmienne dla każdego z wariantów. JSF dla USN i USMC otrzymały z prawej strony przodu kadłuba składane końcówki instalacji do uzupełnia­nia paliwa w locie za pomocą przewodu miękkiego, maszyny dla USAF natomiast na grzbiecie kadłu­ba za kabiną gniazdo do tankowania przewodem sztywnym.

JSF miał być samolotem trudno wykrywalnym, pod­jęto zatem kroki w celu zmniejszenia wykrywalności maszyny przez radary o różnych przedziałach często­tliwości pracy- służyć miały temu m.in. konfiguracja aerodynamiczna płatowca, zastosowanie kompozy­tów w konstrukcji płatowca, kształt wlotów powietrza do silnika, zmniejszenie ilości demontowanych paneli luków obsługowych. Zasadniczym miejscem dla sen­sorów miał być MFNA (Multi Function Nose Array), czyli modułowa dziobowa sekcja samolotu, w której zamie­rzano zintegrować antenę główną radaru i system IFF, czujniki optoelektroniczne, anteny systemów łączności i walki elektronicznej. System radiolokacyjny miał być rozbudowany w przyszłości o anteny dodatkowe, wbu­dowane w strukturę poszycia płatowca i zapewniające znaczne zwiększenie zakresu kątów przeszukiwania przestrzeni. Dla JSF projektowano także system po­szukiwana w podczerwieni DAIRS, składający się z sześciu modułów o rozproszonej architekturze roz­mieszczonych na poszyciu samolotu. DAIRS miał być przeznaczony do poszukiwania, śledzenia i wska­zywania celów, ostrzegania o ataku rakietowym, nawi­gacji w lotach na małej wysokości. Istotną rolę w walce powinny pełnić rozbudowane środki transmisji danych kodowanych, odporne na zakłócenia, umożliwiające wymianę danych między innymi sojuszniczymi samo­lotami bojowymi, maszynami AWACS, Joint STARS i stanowiskami naziemnymi. Ułatwieniem obsługi samo­lotu miał być układ prognostyki i zarządzania kontrolą stanu statku powietrznego AVPHM (Air Vehicle Pro­gnostics and Health Management), diagnozujący i prognozujący stan komponentów w celu rozpoznawania symptomów zbliżającej się awarii w czasie rzeczywistym. Kabina pilota miała zostać wyposażona w trzy barwne, ciekłokrystaliczne monitory i boczny drążek sterowy, a pilot w hełm z wyświetlaczem.

Jako uzbrojenie stałe wersji konwencjonalnej przewidziano integralnie zabudowane jednolufowe działko GAU-12 kal. 25 mm lub BK-27 kal. 27 mm. W wer­sji dla USAF miało być wbudowane w drzwi komory uzbrojenia i strzelać przez specjalny otwór w poszyciu kadłuba. Maszyna w wersji STOVL miała nie po­siadać stałego uzbrojenia i przenosić uzbrojenie strze­leckie w zasobniku podkadłubowym. Standardowy zestaw uzbrojenia miał być przenoszony dwóch komorach bombowych i obejmować dwie bomby kierowane wagomiaru 900 kg i dwie ra­kiety powietrze- powietrze, odmiana STOVL miała być zdolna do przenoszenia dwóch bomb o masie 450 kg. W przypadku rezygnacji z własności stealth, zakładano montaż czterech belek podskrzydłowych z zamkami wielofunkcyjnymi. Udźwig belek wewnętrznych przewidziano na 2500 kg, zewnętrznych- na 1200 kg. Łącznie w konfiguracji z podwieszeniami zewnętrznymi JSF powinien prze­nosić ponad 7700 kg uzbrojenia.

W dniu 26.10.2001 r. ogłoszono, że zwy­cięzcą w konkursie JSF został samolot Lockheed Martin X-35. Przyszły myśliwiec sił zbrojnych USA otrzymał ozna­czenie Lockheed Martin F-35. Równocześnie podpisano kontrakt na fazy badawczo- rozwojowe SDD {System Development and Demonstration). Cena jednostkowa maszyn dla USAF i USMC miała wynosić ok.  40 mln USD, a samolotów pokładowych dla marynarki wojennej - poniżej 50 mln USD. Międzynarodowymi partnerami tego etapu pro­jektu zostały Australia, Dania, Holandia, Kanada, Norwegia, Turcja, Wielka Brytania i Włochy. Ponadto udział finansowy w programie miały Izrael i Singapur. W tym czasie planowano, że F-35A będą zastępować w jednostkach USAF maszyny F-16 od 2013 r. i szturmowe A-10C "Thunderbolt II" od 2028 r. Siły powietrzne USA planowały zakup 1763 egz. F-35A, dla USMC miało powstać  320 egz. F-35B, US Navy planowała natomiast wprowa­dzenie do służby 480 samolotów F-35C. RAF i Royal Navy oczekiwały odpowiednio 90 i 60 maszyn. Pierwszy egzemplarz wdrożeniowy F-35 miał być oblatany w 2004 r., a dostawa pierwszej seryjnej maszyny miała nastąpić w 2007 r. W 2004 r. cena jednostkowa samolotu klasycznego wzrosła do 45 mln USD, 60 mln w przypadku F-35B i 55 mln w odmianie pokładowej F-35C.

Podstawowym problemem technicznym był wzrost masy płatowca przekładający się na osiągi maszyny, w szczególności odmiany krótkiego startu i pionowego lądowania, posiadającej najbardziej skomplikowany i najcięższy układ napędowy. Prace nad ograniczeniem masy płatowca były one przyczyną znacznego spowolnienia programu i wydłużania terminów planowanych etapów prac nad samolotem. Kilkukrotnie postulowano nawet zamknięcie projektu wersji F-35B z uwagi na znaczny wzrost kosztów.

W 2005 r. szacowano, że cena jednostkowa maszyny wyniesie aż 100 mln USD. Obniżono stopień unifikacji wersji, aby zmniejszyć koszt jednostkowy, przesunięto pierwsze dostawy sa­molotów seryjnych o trzy lata, do 2013 r. Ustalono także, że łączna produkcja samolotów dla wszystkich odbiorców partycypujących w kosztach programu wy­niesie 2593 egz. Pojawił się również projekt dwumiejscowej odmiany walki elektronicznej EF-35B, z której ostatecznie zrezygnowano. W 2006 r. powstał także projekt wersji bezzałogowej oraz opcjonalnie pilotowanej.

10.02.2006 r. dokonano uroczystego roll-out pierwszego demonstracyjnego egzemplarza Lockheed Martin F-35A, a 9.07.2006 r. ogłoszono, że samolot będzie miał na­zwę "Lightning II". Ostatecznie ustalona konfiguracja aerodynamiczna F-35 otrzymała oznaczenie "240-4". Samolot miał wydłużony i poszerzony kadłub, w celu zwiększenia objętości wykorzystanej m.in. na wyposa­żenie awioniczne. Maszyna wykonała swój pierwszy lot 15.12.2006 r. Pierwszy lot prototyp wersji F-35B wykonał 11.06.2008 r., a pokładowy F-35C- 6.06.2010 r. Łącznie zbudowano jeden demonstrator technologii, 13 samo­lotów prototypowych i sześć płatowców do prób na­ziemnych.

W dniu 23.12.2008 r. zaprezentowano pierwszy prototypowy egzemplarz F-35A (AF-01) o zoptymalizowanej masie konstrukcji. Pozostałe samoloty tej wersji (AF-02 do AF-04) zbudowano w latach 2010- 2011, ostatni z tych egzemplarzy miał kom­pletny system awioniki i wyposażenia pokładowego oraz pierwszą wersję oprogramowania. Pięć prototy­pów odmiany STOVL (BF-01 do BF-05) przekazano do testów w latach 2008- 2010. Wersja pokładowa F-35 miała cztery pro­totypy (CF-02, CF-03 i CF-05), a pierwszy produkcyjny CF-06 trafił do służby dopiero w grudniu 2012 r.

W 2009 r. łączny koszt programu myśliwca pod­wyższono do 299 mld, co oznaczało, że cena jednostkowa mogła wzrosnąć nawet do ok. 94- 122 mln USD. W 2010 r. oceniano już, że bez wdrożenia działań naprawczych, w najbardziej pesymistycznym wariancie cena jednostkowa gotowego do lotu F-35 wzrośnie z 89 mln USD do ok. 200 mln USD. W 2011 r. cena jednostkowa samolotu w produkcji małoseryjnej wyniosła 207 mln USD, a po wliczeniu kosztów fazy badawczo- rozwojowej aż 304 mln USD ! Jednocześ­nie realizowano program prób maszyn prototy­powych i seryjnych, w tym przeprowadzono pierwsze loty z pionowym startem i lądowaniem wersji F-35B, próby z użyciem katapulty odmiany pokładowej oraz tankowania w powietrzu F-35A z maszyn McDonnell Douglas KC-10 "Extender" i Boeing KC-135 "Stratotanker". W styczniu 2012 r. szacowano, że łączny koszt programu wzrósł, po raz kolejny, do 323 mld USD.

W celu uniknięcia dalszych opóźnień DoD zaakceptował obniżenie osiągów maszyn, tj. zreduko­wany promień bojowy F-35A oraz dłuższe rozbieg i dobieg F-35B w konfiguracji STOL. W 2013 i 2014 r. osiągnięto znaczny postęp we wdrażaniu samolotu do służby, przeprowadzono cykl prób z katapultą elektro­magnetyczną EMAIS (Electromagnetic Aircraft Lauch System), testy zrzutu uzbrojenia, w tym pocisków Raytheon AIM-120 AMRAAM, bomb GBU-12 "Paveway II", GBU-32 JDAM, GBU-39 SOB, a w październiku 2015 r. F-35A po raz pierwszy strzelał w powietrzu z działka pokładowe­go. Dane finansowe z 2014 r. wykazały, że po raz pierwszy od początku produkcji cena jednost­kowa spadła poniżej 100 mln USD.

F-35 "Lightning II" to naddźwiękowy myśliwiec piątej generacji o obniżonej sygnaturze ra­darowej i cieplnej. Maszyna została zaprojektowana w trzech zasadniczych wariantach konstrukcyjnych, po to by zminimalizować koszty produkcji, utrzymania i projektowania. F-35 ma realizować zadania według CONOPS (Concept ot Operation) sieciocentrycznego środowiska załogowych i bezzałogowych systemów walki - Network Centric Warfare (NCW)- które dzięki zautomatyzowanej sieci informacyjnej Integruje w je­den system wszystkie wykorzystywane systemy ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance) oraz systemy (platformy) uzbrojenia. F-35 przeznaczony jest do wykonywania następujących zadań: obezwładnienie bądź niszczenieobrony powietrznej przeciwnika, ofensywne działania w ramach walki o przewagę w powietrzu, wymiatanie, defensywne działania przeciwko wojskom lotniczym lub obrona przed pociskami samosterującymi, lotnicza izolacja rejonu działań bojowych, bezpośrednie wsparcie lotnicze oraz prowadzenie rozpoznania i obserwacji. Wszystkie wersje F-35 osiągają prędkość maksymalną ok. Ma = 1,6. Przekraczanie prędkości dźwięku jest możliwe bez użycia dopalacza.

F-35 "Lighting II" jest pierwszym samolotem bojowym, w którym dane z sensorów są zbierane i przetwarzane w zintegrowany obraz sytuacji taktycznej stanowiący fuzję informacji generowanych przez systemy rozpoznawcze samolotu i odbieranych z zewnątrz. Umożliwia to śledzenie, identyfikację i klasyfikację ce­lów wokół samolotu niezależnie od wykonywanych przez pilota czynności, może on skupić się na pilo­tażu, a system informuje go m.in. o zagrożeniach. Jednocześnie F-35 przesyła własne dane do innych platform poprzez szerokopasmowe kodowane lub dostępowe łącza.

Głównym producentem I dostawcą samolotu jest koncern Lockheed Martin Corporation. Najważniejszymi poddostawcami są BAE Systems, Northrop Grumman oraz Pratt & Whitney (producent silnika) Rolls-Royce (dostawca wentylatora nośnego wersji STOVL).

Konstrukcja.
Jednomiejscowy średniopłat o konstrukcji mieszanej. Materiałami konstrukcyjnymi są stopy tytanu i aluminium oraz kom­pozyty (w tym włókna szklane i węglowe oraz żywice epoksydowe), udział kompozytów wynosi 35 % ma­sy płatowca. Własności stealth zostały zapewnione poprzez kształty samolotu, zminimalizowanie ilości luków i demontowalnych paneli pokrycia oraz wypeł­nienie szczelin pomiędzy nimi a poszyciem samolotu.
Wersja F-35C (CV), prze­znaczona do operowania z lotniskowców, otrzymała skrzydła o większej powierzchni, ze składanymi hydraulicznie końcówkami.
Kabina zakryta, ciśnieniowa, wyposażona w fotel wyrzu­cany US16E, klasy zero-zero z osprzętem ratunkowym i przetrwania.
Usterzenie tylne ze zdwojonym usterzeniem pionowym. Wersja F-35C (CV) otrzymała większe usterzenie poziome.
Podwozie trójpodporowe, chowane w locie. Podwozie każdej z wersji F-35 ma zupełnie inną konstrukcję, wy­korzystując około 10% wspólnych części. Jako mate­riału konstrukcyjnego użyto specjalnych stopów stali, tytanu i materiałów kompozytowych. Koła główne wersji F-35A umiesz­czono na pojedynczych goleniach, koło przednie na półwidelcu. Podwozie wersji STOVL ma podobną kon­strukcję jak w F-35A, ale zbudowane jest z lżejszych materiałów. Odmiana pokładowa F-35C ma wzmocnio­ną konstrukcję podwozia i hak do zaczepu katapulty na przedniej goleni. Norweskie F-35A mają spadochron hamujący.

Uzbrojenie:
- F-35A-  czterolufowe działko w układzie Gatlinga GAU-22/U kal. 25 mm, o napędzie elektrycznym, zamontowane wewnątrz płatowca. Łączny udźwig uzbrojenia w komorach wewnętrznych- 1588 kg, po za­montowaniu wszystkich zewnętrznych belek podwie­szeń- 8165 kg,
- F-35B- posiada mniejsze komory wewnętrzne uzbrojenia, przez co nie może w nich przenosić części dedykowanych środków bojowych. Nie ma stałego uzbrojenia strzeleckiego, ale może przenosić pod kadłubem zasobnik z działkiem GAU-22/U kal. 25 mm,
- F-35C- nie ma uzbrojenia pokładowego, ale może przenosić podkadłubowy zasobnik z działkiem GAU-22/U kal. 25 mm. Komory wewnętrzne uzbro­jenia są takie same, jak w wersji F-35A.
Przenoszone w komorach lub podwieszone uzbrojenie stanowią pociski powietrze-powietrze Raytheon AIM-9 "Sidewinder" Block 1, AIM-120C-5 AMRAAM oraz bomby kierowane GBU-32 JDAM. Pociski powietrze- powietrze w komorach wewnętrznych przenoszone są na wy rzutnikach pneumatycznych LAU-147/A, a na podwieszeniach zewnętrznych- na zamkach LAU-146/A, z kolei środki bojowe do niszczenia ce­lów naziemnych są podwieszane na zamkach BRU-68/A i belkach wielozamkowych BRU-61/A. Pociski "Sidewinder" Block 1 mogą być podwieszane jedynie pod skrzydłami, wersja Block 2 ze zmodyfikowaną głowicą będzie przystosowana do odpalania z komór wewnętrznych. Samoloty w wersji STOVL są wyposażone w zamki BRU-67/A dostosowane do mniejszych komór uzbrojenia. Za cenę utraty własności stealth F-35 można podwieszać uzbro­jenie i zbiorniki dodatkowe na czterech węzłach podskrzydłowych, dwóch pod końcami płatów i jednym podkadłubowym, w tym przypadku na podwieszeniach zewnętrznych również F-35B bę­dzie mógł przenosić pełną gamę zintegrowanego z samolotem uzbrojenia. Docelowo z samolotem zintegrowana ma być szeroka gama bomb i pocisków rakietowych, w tym powietrze-powietrze: AIM-132 ASRAAM i "Meteor", powietrze- powierzchnia: GBU-12 "Paveway II", GBU-31/38 JDAM, GBU-39 SDB, SDB-53/B SDBII, CBU-103/105 WCMD, Raytheon AGM-154A/B JSOW, SPEAR 2 Block 1, SPEAR 3. powietrze- woda: AGM-158C LRASM, Kongsberg NSM oraz pociskami manewrującymi AGM-158A/B JASSM, MBDA "Storm Shadow" i Stand-Off Missile. Do zadań zwal­czania obrony powietrznej przeciwnika F-35 mają być wyposażone w rakiety przeciwradiolokacyjne AGM-88E AARGM oraz podwieszane zasobniki rozpo­znawcze i walki elektronicznej. Brak informacji w kwestii dostosowania wersji F-35A do przenoszenia bomb jądrowych B61-12.

Wyposażenie.
W układzie sterowania samolotu zastosowano system z elektrohydrostatycznymi mechanizmami wykonawczymi EHA (Electrobydrostatic Actuator) dzia­łający na zasadzie power-by-wire.
Płatowiec posiada trzy niezależne od układu napędowego jednostki za­silania z akumulatorami, umożliwiające rozruch silni­ka, instalacji i wyposażenia pokładowego, połączone w system IPP (Integrated Power Package).
F-35A posiada gniazdo do uzupeł­niania paliwa w powietrzu za pomocą przewodu sztyw­nego (kanadyjska odmiana CF-35- wysuwana sonda do tankowania przewodem giętkim). Wersje F-35B i F-35C wyposażone są w chowaną sondę do tankowania w powietrzu z elastycznych prze­wodów.

Wyposażenie radioelektroniczne.
Impulsowo- dopplerowski radar Northrop Grumman AN/APG-81 z aktywną anteną elektroniczną (AESA) zbudowaną z sieci ponad 2000 modułów nadawczo- odbiorczych. Oprogramowanie radaru   umożliwia działania w trybach: reżimu walki powietrznej, dla atakowania celów powierzchniowych (w tym celów morskich), walki elektronicznej, nawigacyjne i rozpoznania pogodowego. Radar ma także tryb mapowania o wysokiej roz­dzielczości. W trybie walki elektronicznej radiolokator współpracuje ze zintegrowanym z nim systemem WRE AN/ASQ-239, który wykorzystuje antenę stacji radiolokacyjnej ja­ko nadajnik zakłóceń wysokiej mocy lub odbiornik rozpoznawczy.
Optoelektroniczny system AN/AAQ-4C EOTS (Electro- Optical Targeting System), zabudowany pod dzio­bem maszyny. EOTS integruje dalmierz laserowy ze znacznikiem podsystem obserwacyjny w podczer­wieni FLIR, IRST oraz układ przetwarzający mierzone koordynaty współpracujący.
System walki elektronicznej AN/ASQ- 239 Barracuda EW, który obejmuje odbiornik ostrzegawczy o opromieniowaniu wiązką radiolokacyjną z funkcjami śledzenia i analizy emisji oraz identyfikacji typu radaru i podsystem zakłócania w paśmie elektromagnetycznym i w podczerwień. Posiada zespół 10 anten, z tego sześć na krawędzi natarcia skrzydeł, dwie na krawędzi spływu i dwie na statecznikach pionowych. System współpracujący z innymi elementami zintegrowanej awioniki służy do rozpoznania elektronicznego SIGINT oraz zakłócania emiterów elektromagnetycz­nych przeciwnika.
Dookolną ochronę samolotu w pełnym zakresie zapewniać ma AN/AAQ-37 DAS (Distributed Aperture System), którego zadaniem jest wykrywanie i śledze­nie obiektów powietrznych, w tym odpalonych poci­sków rakietowych, ale również generowanie obrazu przestrzeni wokół samolotu, który przesyłany do hełmu, daje pilotowi obraz całej 360- stopniowej sfery oraz możliwość patrzenia przez podłogę i kadłub w dół i do tylu.
Integrację samolotu z sieciocentrycznym otoczeniem zapewnia układ AN/ ASQ-242 CNI (Communications, Navigation and Identification), który zarządza dwukierunkowym kodowa­nym łączem danych o dużej przepustowości MADL {Multifunction Advanced Data Link), niekodowanym łączem TADIL-J/Link-16, interrogatorem i transponderem systemu IFF, radiostacjami pokładowymi, radiowysokościomierzem, odbiornikiem GPS. układami nawigacyjnymi i lądowania ILS/TACAN oraz JPALS (Joint Precision Approach and Landing System). Dodat­kowo wersja F-35C posiada system precyzyjnego lądowania na lotniskowcu ACLS.
W kabinie pilota znajdują się dwa panoramiczne wyświetlacze wielofunkcyjne PCD (Panoramie Cockpit Display). Każdy PCD składa się z dwóch paneli ciekłokrystalicznych o roz­dzielczości 1280 x 1024 pikseli. Na wyświetlaczach prezentowane są informacje o pracy systemów samolotu i silnika, uzbrojenia, układach ostrzegawczych, a także dane lotu, nawigacyjne, IFF oraz informacje taktyczne o sytuacji w powietrzu i na ziemi. Pilot posiada hełm HMDS (Helmet-Mounted Display System) Gen 2 z kamerą i panoramicznym wyświetlaczem przeziernym, na którym prezento­wane są informacje taktyczne.
Sterowania samolotem wykonane w układzie HOTAS, na lewej konsoli znajduje się manetka sterowania ciągiem silnika, na prawej drążek sterowy, oba z mechanizmami gene­rowania sil działających na ręce pilota w zależności od położenia maszyny i wykonywanego manewru. Większość trybów pracy układów płatowca i awioniki jest uruchamiana i zmieniana za pomocą dotknięcia ekranu PCD lub głosowo, przy użyciu systemu roz­poznawania mowy DVI.

Silnik- dwuprzepływowy, turboodrzutowy  o wysokim stopniu dwuprzepływowości Pratt & Whitney F135. Silnik dla wersji poszczególnych wersji jest oznaczony:
- F-35A-  F135-PW-100, o ciągu max bez dopalacza 124,55 kN oraz 191,3 kN na trzecim stopniu dopalania,
- F-35B- F135-PW-600. Samolot posiada szerszy przekrój przedniej części kad­łuba samolotu, który mieści wentylator wspomagający manewry w pionie i zawisie. Silnik ma dyszę wylotową 3BSM (Three Bearing Swivel Module), zbudowaną z trzech ty­tanowych modułów i obracaną hydraulicznie w zakresie kątów -5° / +90°. Za kabiną pilota znajduje się komora, w której zamontowano położony poziomo wentylator LiltFan o średnicy wlotu 1270 mm, składający się z dwóch przeciwbieżnych wirników z ło­patami z tytanu. Wentylator napędzany jest przez wał, przekładnię stożkową i mechaniczne sprzęgło od silnika. LiltFan ma układ wylotowy VAVB (Variable Area Vane Box) do sterowa­nia z ruchomymi żaluzjami. Wlot powietrza do wenty­latora za kabiną pilota jest zamykany klapą, a na dolnej powierzchni kadłuba zamontowano otwierane dwuskrzydłowe luki chroniące wylot. Powietrze do silnika F135 w czasie zawisu i manewrów STOVL jest pobierane poprzez wlot AAID (Auxiliary Air Inlet Doors) znajdujący się za wenty­latorem na grzbiecie kadłuba pod skrzydłami, obok komór podwozia, znajdują się dwie dysze kierunkowe Roll Post do manewrowania samolotem w zawisie, połączone z silnikiem i sterowane hydraulicznie. Cały system sterowany jest przez dwa systemy- cyfrowy układ sterowania silnikiem FADEC oraz dodatkowy układ komputerowy, który w zależności od prędkości lotu rozkłada ciąg gazów wylotowych oraz powietrza na główną dyszę silnika, wentylator i dysze kierunkowe. Jeżeli w zawisie maksymalny ciąg silnika wynosi 180,8 kN, to jego rozkład wynosi po 83,1 kN na dyszę silnika i na wentylator oraz 14,6 kN na podskrzydłowe dysze Roli Post,
- F-35C- F135-PW-400.

Dane techniczne F-35A (wg [7]):
Rozpiętość- 10,7 m, długość- 15,4 m, wysokość- 4,3 m, powierzchnia nośna- 42,7 m².
Masa własna- 13 200 kg, masa całkowita max- 31 800 kg.
Prędkość max- ok. Ma= 1,6, pułap max- 15 240 m, zasięg z paliwem wewnętrznym- 2220 km, promień działania z paliwem wewnętrznym- 1135 km.

Dane techniczne F-35B (wg [7]):
Rozpiętość- 10,7 m, długość- 15,4 m, wysokość- 4,3 m, powierzchnia nośna- 42,7 m².
Masa własna- 14 700 kg, masa całkowita max- 27 300 kg.
Prędkość max- ok. Ma= 1,6, pułap max- 15 240 m, zasięg z paliwem wewnętrznym- 1670 km, promień działania z paliwem wewnętrznym- 869 km.

Dane techniczne F-35C (wg [7]):
Rozpiętość- 13,1 m, długość- 15,5 m, wysokość- 4,3 m, powierzchnia nośna- 62,1 m².
Masa własna- 15 800 kg, masa całkowita max- 31 800 kg.
Prędkość max- ok. Ma= 1,6, pułap max- 15 240 m, zasięg z paliwem wewnętrznym- 2540 km, promień działania z paliwem wewnętrznym- 1141 km.

Część II- Zastosowanie. W Polsce.