两个伞齿轮都包含在一个共同的齿轮箱中，由沿F-35B纵轴运行的驱动轴驱动。传动轴由F-35B发动机的低压滑阀提供动力，该滑阀位于提升箱后面。（提升风扇位于发动机进气口前面，将其连接至发动机的传动轴穿过进气口，在整流罩下）。在发动机上，驱动轴与发动机第一级风扇的风扇轮毂相连，风扇级由低压滑阀驱动。提升系统的另一个主要部件是提升风扇变速箱的离合器。当发动机运作时，驱动轴总是在旋转，但当不需要使用升力风扇提供垂直提升时(例如，在传统的飞行中)，离合器分离。它只在发出垂直推力的指令时接合并锁定。因为摩擦产生的
由于产生摩擦和高温，离合器片由与A380等大型商用飞机碳刹车相同的耐磨材料制成。在提升风扇下方，可变面积叶片箱为由提升风扇垂直向下驱动的冷空气提供了一条出口通道。罗尔斯.罗伊斯生产的可变面积叶片箱是铝制的，包含百叶窗叶片门。它们可以从后45°角到完全垂直到向前的5°角之间移动，为从升力风扇向下的冷空气流提供可变的方向，这些是飞行员通过飞机的全权数字发动机控制单元发出指令来实现的。
当F-35B悬停时，驱动轴向提升力风扇的离合器和伞齿轮系统输出28000轴马力，因此升力箱提供18680磅(83.1千牛)的向下推力，形成一股冷气柱。(悬停时，F-35B的F135与传动轴的耦合布局方式与涡桨发动机完全相同，只是其大部分动力输出用于垂直驱动空气，而不是水平驱动----因此，当安装到F-35B上时，F135实际上是世界上最强劲的涡桨发动机)。在悬停模式下，另外的18680磅(83.1千牛)的推力以热气的形式从发动机排气口排出，并由飞机的三轴承旋转模块(3BSM：Three-Bearing Swivel Module)向下导向飞机后部。这台非凡的设备由三个喷嘴壳体的铰接部分组成，每个部分都由钛合金制成。并由其自身的环形轴承驱动连接到其他部分。当F-35B在空中悬停时，全权数字发动机控制单元命令三轴承旋转模块向下旋转，将炙热的发动机废气引导至飞机前部附近的升力风扇产生的冷空气相同的方向。
三轴承旋转模块可以在2.5秒内从水平方向完全旋转到垂直方向，在这段时间内完全改变了其18680磅的推力方向。再加上升力风扇产生的18680磅向下推力和F-35B的两个机翼稳定喷口(见下文)垂直向下的3290磅(14.6千牛)的旁路空气推力，使得F-35B可以悬停，这意味着F-35B可以将18680磅的水平方向推力于3秒钟内转化为向下的40650磅(180.8千牛)的推力。这种惊人的重新定向能力----转眼间----比两架BAE霍克教练机的推力还要大，同时，F-35B拥有极其复杂的全权数字发动机控制软件，该软件由普.惠公司专门为F-35B的推进系统开发，使得其推力输出翻倍，比帕纳维亚旋风在最大加力时的推力还要大(几乎相当于最大加力状态的欧洲台风)。格雷斯.琼斯说，第一个三轴承旋转模块喷嘴部分的环形轴承由其自身的执行器驱动，而第二和第三个部分的轴承由一个普通的执行器驱动，该执行器直接作用于第二个模块部分的环形轴承，并通过行驶变速箱驱动第三部分的环形轴承。
F-35B的F135-PW-600发动机展示了罗尔斯.罗伊斯升力系统的升力风扇、齿轮箱、传动轴、侧喷口和侧喷管部件。
他解释说：“这两个部分不能独立作用，而是通过固定的比例来成型，并且它们彼此之间都有斜角”。三轴承旋转模块的两个环形轴承执行器都由“燃油液压”提供动力：飞机的部分燃油被加压到3500磅/英寸²(2.46千克/毫米²)，作为液压油，并为三轴承旋转模块执行器的动作阀提供动力。升力系统的其他主要部件是飞机的两个主翼稳定喷口和连接它们与发动机的喷口导管。琼斯说，每根主翼稳定喷口的导管都是一个非常复杂的部分，其形状从一端的圆环----与发动机相连----到另一端的圆环(通过环绕不与曲线相交的共面线旋转闭合平面曲线而生成的复杂曲面)，在另一端连接到机翼稳定喷口。每个钛合金稳定喷口孔道均采用超塑性成形、扩散连接和激光焊接。
根据琼斯的说法，机翼稳定喷口本身就是可变面积的喷嘴，位于每个内主翼部分的下部，在悬停模式下为F-35B提供侧倾控制。为此，风管将旁通空气从发动机引至机翼稳定喷口，从而将空气从每侧主翼的底部排出。在F-35B上，3290磅(14.6千牛)的推力以旁路空气的形式被引向悬停时打开的两个机翼稳定喷口。每个稳定喷口组件在机翼底部有一对翻盖式钛合金门，由全权数字发动机控制单元控制。琼斯说，这些是由旋转执行器控制的，它可以实现完全可变的开口度，提供推力变化和方向性，这样飞行员可以在悬停时控制侧倾。他说，洛克希德/马丁公司最初的X-35概念演示机在发动机机壳和机翼稳定喷口导管之间安装了阀门，当飞机没有悬停时，可以关闭这些阀门，但在生产中，这样的阀门被取消了，旁路气流不断地被送到管道中。控制稳定喷口的唯一方法是通过机翼底部的襟翼门。
悬停时的大功率需求要求发动机吸收大量气流，因此洛克希德.马丁公司为F-35B的升力风扇设计了一对辅助进气口(AAID：Auxiliary Air Inlet Doors)，并位于机身上表面的大进气口后面。这些辅助进气口为F135发动机提供额外的进气，而不是提升风扇。在马里兰州帕塔克森特河海军航空站由F-35综合测试部队进行试验时，发现由于抖振环境，原辅助进气口设计存在过度磨损和疲劳；密封设计不充分；门锁的使用寿命不足。在重新设计的辅助进气口获得海军航空系统司令部的飞行许可之前，小批量初始生产型机体被限制在某些短距起飞/垂直降落模式的飞行操作中。重新设计的辅助进气口目前正在给第1至第 5批次的所有F-35B进行换装。
2005年12月5日，F135-PW-100发动机的最终组装完工仪式。
复杂性
F-35B推进系统的复杂性和国防部对飞机的性能要求，使得这些问题在飞行试验中变得明显。这些和其它的担忧推迟了F-35B的研发，导致其远远超出预算，并说服当时的美国国防部长罗伯特.盖茨将该型号先进行两年的试用。然而，影响升力系统的三个主要问题很快就被理解了，并制定了长期的解决方案(没有涉及大规模的技术挑战)。修正措施的有效性帮助继盖茨之后成为美国国防部长的莱昂.帕内塔(Leon Panetta)在F-35B被强制执行一年后解除了试用。
有两个问题涉及部件过热。当F-35B以常规状态飞行时，升力风扇离合器片偶尔摩擦在一起，导致离合器片过热。它们在悬停模式下由风扇吸入的空气冷却，但在常规飞行中不会。修复方法包括在离合器中安装一个被动空气冷却回路，以便在常规飞行中进行冷却，此外还加装了一个传感器，以提醒飞行员如果离合器片过热，可以爬升到10000英尺(3048米)高度。同时，由机翼稳定喷口密封的老化，热旁路空气泄漏导致过热，喷口执行机构的烧损速度也快于预期。再次，加装了传感器，执行机构在短期内被绝缘。琼斯说，一个永久性的解决方案----重新设计执行机构以承受更高的温度----使用了成熟的技术。执行机构的绝缘不是永久固定的一部分。
第三个升力系统的问题是制造过程中的公差、发动机热膨胀和压力增长导致升力风扇的驱动轴在运行期间纵向扩展和收缩的程度超过了洛克希德.马丁公司最初的设计要求。研发时，在驱动轴和发动机低压转子之间使用了卡环垫片，以适应额外的膨胀，但对于生产型飞机，则开发了一种永久性的固定装置，涉及传动轴和发动机风扇轮毂之间的波纹管式联轴节。