首先，F35為什麼採用鋸齒狀尾噴口？

一是降低雷達反射信號特徵，改善戰鬥機後半球的雷達隱身性能。

對發動機尾噴口進行鋸齒狀修形，使得鋸齒邊緣的角度符合邊緣對齊原則，可以將敵方發出的探測雷達發射的波以幾個特定角度散射，大大減少發動機正後方的雷達波反射信號特徵，降低雷達反射面積RCS，降低反射雷達波被截取的幾率，從而使尾追或者跟蹤的敵機、雷達制導導彈難於搜索跟蹤。這與隱身戰機機身、機翼、艙門開口處的平行線外形的原理一致。

二是促進低溫外部氣流與高溫發動機噴流摻混，增強戰鬥機紅外隱身能力。

戰鬥機紅外輻射波長集中在3～5微米和8～14微米，其中8~14微米的輻射所佔比例較少，3~5微米的輻射主要來自於發動機高溫部件及尾噴流，這個波段正是紅外製導導彈的主要跟蹤目標波段。

為了戰鬥機的紅外輻射特徵，最關鍵的就是降低發動機尾噴管噴出的高溫氣流的溫度，從而有效減少紅外輻射。發動機通過鋸齒形尾噴管，促進低溫外部氣流與高溫發動機噴流充分摻混，從而大幅降低了發動機噴流溫度，並且改變了輻射能量波段分佈、縮小高溫區範圍，令原本高度集中在前述波段的強輻射，分散到紅外探測器難以兼顧的其他波段上，從而增大了敵方戰機和導彈紅外探測的難度。

這種方式儘管簡單粗暴，但卻非常有效。鋸齒形噴口經常被應用於發動機尾噴管直接裸露在外的五代隱身戰鬥機，如殲20的太行發動機、F35的F135發動機、蘇57的產品30發動機，尾噴管噴口均進行了鋸齒處理。

其次，為什麼不採用F22的二元矢量尾噴口？

一是使用二元矢量尾噴口的推力損失太大。

儘管二元矢量尾噴口、噴口整體偏轉的三元矢量噴口、尾噴葉片偏轉的三元矢量噴口，三種矢量發動機都為造成推力損失，但尤以二元矢量噴口的損失最大。根據俄羅斯研究測算，使用二元矢量噴口造成的推力損失超過10%，也有數據稱損失6-8%。

這種損失對航空發動機而言是極為顯著的。好在F22使用2臺F119發動機，能夠頑強的克服推力損失的難題。但對於使用一臺F135的F35戰鬥機而言，儘管單臺動力的推力指標超過F119，但機身臃腫肥碩的“肥電”仍然入不敷出的困惑，自然不能任性使用二元噴口。

二是F35不需要為了超音速減阻進行類似F22的尾部收縮設計。

在超聲速狀態下，飛機有38-50%甚至更高比例的阻力都來自於飛機的尾部。為了實現後機身氣動外形上的減阻，最大限度減小超聲速飛行的阻力，F22採用了與全機設計一體化的兩元矢量推力系統。

F22機身採用了兩頭尖的超聲速翼型剖面，整個機身形成極低阻力的超音速升力體佈局；圍繞給尾部收尖減阻這個關鍵問題，使用了二元矢量推力噴口，使F22尾部流暢的將截面積縮減到了最小。F35為了實現多功能目標，機身臃腫，已經基本放棄“超音速巡航”這個S了，也就不需要在針對超音速巡航進行機身減阻修形。

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軍備解碼

鋸齒狀尾噴口設計的確有利於F-35戰鬥機的隱身性能。F-35戰鬥機的尾噴口可以減少戰鬥機的紅外輻射和雷達回波，這種設計被稱為是低可探測性軸對稱尾噴口（Low Observable Axisymmetric Nozzle，LOAN）。通用電氣（GE）曾為JSF項目測試新型低可探測性軸對稱（LO Axi）排氣系統，洛馬公司和通用電氣飛機發動機（GEAE）團隊共同修改了一架F-16C戰鬥機以適應新型尾噴口，該尾噴口也進行了大量的地面測試。