F15与F16之间的高低、轻重搭配已成为现代战斗机配置的经典规划，苏联/俄罗斯的苏27与米格29，我国的歼11与歼10实际上都参考了这一模式，甚至F22与F35一开始也是准备贯彻这个模式的，但后来因不得不兼顾众多需求，F35异化成了罕见的单发重型战斗机，只因它拥有了一台堪称全球推力最大中等涵道比涡扇发动机的F135。

F135发动机

F135发动机沿用了F119的核心机，其6级高压压气机、带浮壁式火焰筒的燃烧室、单级高压涡轮在结构上与F119大同小异，但相比F119，F135却实现了超过20%的增推比例，最大推力高达191.3千牛(量产型)，其原因主要有以下四点：

一，加大流量。F135主要的增推措施就是将涵道比由F119的0.3增至0.57，差不多提高了一倍，风扇直径随之增大10%到20%，最大直径由1.13米增至1.3米。因此，为了驱动更大的风扇和直径1.27米的升力风扇，F135的低压涡轮由1级增加为2级。

但其实单论涵道比，F135比起AL31F、F100这样的三代主流涡扇发动机并不高，其高速性能虽然相比F119是下降的，但比起三代大推力发动机来说，并不逊色。其1170毫米的进气口直径比俄罗斯117S发动机的1280毫米还要低。因此，F35之所以臃肿，并非发动机直径过大所致，最根本的原因还是美国非要在长度仅为15.67米，翼展10.7米，高度4.33米，整个一轻型战斗机的F35身上设计8吨内油引起的，导致F35的空机重量超过了作为重型战斗机标准的13吨，最大起飞重量也超过了31吨，但即使如此，F35的最大平飞速度仍然达到了1.6马赫。

强加的8吨内油是F35肥硕的重要原因

二，提高涡轮前温度。虽然与F119的基本结构类似，但F135燃烧室的燃油空气之比增大，工作温度提高约100℃，达到1649℃，为此对高压涡轮叶片表面的隔热涂层材料也进行了改进，且得益于新工艺，转子叶片有了更多的内部小孔，以加强冷却效果，其总的冷却流量比F119提高了一倍，随之而来的是F135的单位推力、热效率、耗油率、寿命均同步提升，这与俄罗斯发动机往往只能以牺牲耗油率、寿命换取推力和热效率的做法形成了鲜明对比，突出表现了美国在航空发动机基础材料和工艺方面的雄厚实力。

F35与其F135发动机

三，F135沿用了F119的高低压转子对转结构。高低压转子对转能够理顺高低压气机之间的气流，能够减少部分用于导向的定子叶片，更重要的是对转结构使得在高速机动中叠加到发动机机匣上的力矩减小，使其能够用更轻便的材料制造。这使得F135拥有了与F119和法国M88发动机类似的树脂基复合材料外涵机匣，这种材料的密度约为钢的1/5，铝合金的1/2，能够显著减轻发动机重量。

复合材料机匣与钛合金机匣

四，知难而退，采用了较低的总压比。虽然空气流量增大，但F135的总压比却从F119的35减至28，这是因为随着压气机尺寸的增加，强度会随之下降，如果要保持相同的总压比，就意味着要把远大于F119进气量增压35倍，用简单放大的同一种材料是无法做到这一点的，除非大幅度的增加压气机叶片厚度，但这又是与尽量提高推重比的要求是相悖的。

总之，F135发动机的设计原则就用流量和高速性能换推力，充分释发F119核心机的驱动潜能，最终其军用推力达128.1千牛(量产型)，超过了多数上一代大推力涡扇发动机的加力推力，而F135的加力推力则达到了191.3千牛(量产型)。而其标称的重量仅从F119的1460公斤增加至1670公斤，只多了210公斤，这意味着F135拥有高达11.68的推重比！虽然它取消了F119的二维矢量喷管，代之以推力损失更小的轴对称喷管，但为了追求通用化，F135必须牵就F35B能够垂直起降的F135-PW-600型，其长度从F119的4.826米猛增至5.59米，因此美国对外公布的推重比存疑。

F119的二元矢量尾喷口推力损失较大

为了片面追求通用化，牵就垂直起降型，F135的长度猛增

因此，虽然得益于先进的设计，较高的循环参数以及高超的材料工艺水平，F135发动机的性能有均衡提升，未出现俄罗斯发动机经常出现的“摁下葫芦起来瓢”的现象。但出于种种原因，美国对外公布的F135性能参数含有很大的水份，对此不可迷信乃至神化，要用批判的眼光看待才能得出科学合理的结论。