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。

燃烧室在f119发动机三维高紊流度、高旋流结构的浮动壁燃烧室的基础上,采用了高燃油空气比燃烧室技术,在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时,满足了效率目标。高、低压涡轮采用对转结构,“超冷”高压涡轮转子叶片和导流叶片采用计算流体力学(cfd)方法设计,利用高温材料(可能为cmsx-4铸造合金)铸造,已在改进的f119发动机上得到验证,在提高耐久性的同时,能够明显提高工作温度(约为110c)。低压涡轮增加1级,变为2级,以适应增大的风扇带来的驱动负荷。

f135发动机推比10.5、加力推力19吨级别、最大推力（无加力）13吨级别、质量1700千克，其19吨的加力推力目前没有任何实际装备战斗机的加力涡扇发动机能够企及。不过值得一提的是，f135相对于f119虽然推力大幅度提高，但是实际上是在同样核心机基础上用流量、高速性能换推力。f135虽然推力超群，但是其高速性能却是下降的。

垂直起降设计

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（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），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。
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