F-35的隐身设计借鉴了F-22的很多技术与经验，其RCS(雷达反射面积)分析和计算，采用整机计算机模拟（综合了进气道、吸波材料/结构等的影响），比F-117A的分段模拟后合成更先进、全面和精确，同时可以保证机体表面采用连续曲面设计。该机的头向RCS约为0.065平方米，比苏-27、F-15（空机前向RCS均超过10平方米）低两个数量级。由于F－35武器采用内挂方式，不会引起RCS增大，隐身优势将更明显。
在红外隐身方面，从一些资料可推断出该机在推力损失仅有2%－3%的情况下，将尾喷管3-5微米中波波段的红外辐射强度减弱了80%－90%，同时使红外辐射波瓣的宽度变窄，减小了红外制导空空导弹的可攻击区。
F-35的隐身设计，不仅减小了被发现的距离，还使全机雷达散射及红外辐射中心发生改变，导致来袭导弹的脱靶率增大。这样该机的主动干扰机、光纤拖曳式雷达诱饵、先进的红外诱饵弹等对抗设备也更容易奏效。根据有关模型进行计算，取F-35的前向RCS为0.1平方米，与10平方米的情况比较，在其他条件相同的情况下，前者的超视距空战效能比后者高出5倍左右。 F-35有四大关键机载电子系统——诺思罗普·格鲁曼公司的AN/APG-81有源相控阵雷达和光电分布式孔径系统（EODAS）、英航宇系统公司的综合电子战系统及洛-马公司的光电瞄准系统（EOTS）。 其中EODAS由分布在F-35机身的6套光电探测装置组成，可实现360°的环视视场，图像投射到头盔面罩上，使飞行员能通过自己的眼睛，“穿透”各种障碍看到广域外景图像。EOTS则是一个高性能的、轻型多功能系统，包括一个第3代凝视型前视红外（FLIR）系统，可以在防区外距离上，对目标进行精确探测和识别。 此外，EOTS还具有高分辨率成像、自动跟踪、红外搜索和跟踪、激光指示、测距和激光点跟踪功能。
诺斯罗普·格鲁曼公司的AN/AGP-81型主动电子扫描阵列雷达是所有型号的F-35通用的。这种具有隔行扫描边搜索边跟踪功能的雷达，使得F-35的飞行员可以在探测、确定、以及对固定的和移动的地面目标进行武器制导的同时对付敌人的战斗机或者是低空飞行的直升机。AN/AGP-81型雷达的探测距离接近现有雷达探测距离的三倍，并能够向飞行员提供超高分辨率的合成孔径雷达图像。 F-35的仪表板与F-22的多功能显示器不同，它采用了一个尺寸为8×20英寸的大型全景多功能显示器（MFDS）。这是迄今为止最大的战斗机显示器，它由Rockwell Collins公司的Kaiser 电子分公司研制。实际上它是由两个并排在一起的8×10英寸投影显示器组成，其分辨率分别为1280×1024。这两个显示器是完全互为备份的。当一个发生故障时，所有的功能都可在另外一个显示器上显示。MFDS将显示传感器、武器和飞机状态数据，以及战场环境、战术和安全信息。大范围的战术水平态势可以全屏显示，也可以在平面上分割成若干小窗口分别显示不同的信息。
采用两种方式对系统功能进行控制：一种是触摸屏方式；另一种是通过设置在驾驶杆和油门杆上的各种开关和电位计旋钮实现的（HOTAS）。两台显示器分别由两个处理机提供对原始信息的加工处理。MFDS采用微型有源矩阵液晶显示器（LCD）作为成像源。每个显示屏的投影系统分别由3个弧光灯进行照明。Collins公司提供所有的显示驱动和第一层次的应用软件。
F-35的头盔显示器系统（HMDS）将取代传统的平视显示器（HUD），不仅节约了费用，而且也显著地降低了系统的重量。HMDS是由视觉系统国际（VSI）公司研制的，这是一家由美国Collins公司和以色列EFW公司（以色列Elbit系统公司的子公司）组成的合资公司。它还为F-15和F/A-18E/F提供联合头盔提示系统。HMDS包括三大部分：头盔显示器、DMC-H、头盔跟踪系统。HMDS系统是光电系统和飞行员头部位置跟踪装置的组合，它将为飞行员显示关键的飞行状态数据、任务信息、威胁和安全状态信息，同时系统还可以为飞行员引导机载武器和传感器（如雷达和EOTS）指向所关注的区域；或发出视觉提示，告诉飞行员应该关注的区域。 F-35使用的，也是世界上唯一可以满足F-35性能要求的发动机就是普惠公司研制的F119-PW-100发动机，F119-PW-100也是人类历史上第一型推重比超过10的航空动力系统。F135发动机采用与F119发动机基本相同的核心机。为提高推力，增加了发动机的空气流量和涵道比，提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力，垂直起降型增加了新颖的升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管。其3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术,在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时,将风扇的截面面积增加了10%-20%。6级压气机与F119发动机的基本相同。
STOVL型F135-PW-600为了满足垂直起降要求，设计了升力风扇+发动机喷管下偏+调姿喷管的垂直起降动力方案。升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、作动装置和伺服系统组成，由主发动机F135的2级低压涡轮驱动；升力风扇直径为1.27m，可以向前偏转13°，向后偏转30°，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230kg/s的流量垂直向下喷出，产生90千牛的升力；3轴承偏转喷管垂直向下偏转，产生71.1千牛的升力；该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可以使推力从水平方向偏转到垂直向后。
此外，每侧翼根处的滚转控制喷管利用发动机压气机的引气，也可提供16.7kN的推力；在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。包括主发动机在内的整个推进系统的长度为9.37m，悬停总推力为175.3千牛，短距起飞推力为169.5千牛。
