F-16戰(zhàn)斗機的起源可以追溯到1965年。當時，美國空軍已經(jīng)開始從事新一代高性能戰(zhàn)斗機的概念定義研究，分別為一種重型“空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機”（F-X）和一種輕型“先進晝間戰(zhàn)斗機”（ADF）。前者順理成章地發(fā)展成為F-15戰(zhàn)斗機，而后者因空軍高層存在不同的作戰(zhàn)理念和設計思路，研制過程并非一帆風順，進展較為緩慢。

　　針對此前裝備采購方式的弊端，1969年開始擔任國防部長的戴維·帕克卡德出于減少新型武器研制成本的目的，極力贊成回到原型機競爭的研制步驟。在帕克卡德的大力支持下，美國空軍采納了國防部辦公室的系統(tǒng)分析助理約翰·博伊德少校和皮爾雷·斯普瑞的建議，提出“輕型戰(zhàn)斗機”（LWF）計劃，并于1971年1月16日向工業(yè)部門提出了投標需求，要求研制一種最大起飛重量低于9噸、高推重比和高機動性的戰(zhàn)斗機。

　　針對越南空戰(zhàn)中米格-17和米格-21戰(zhàn)斗機憑借著小巧外形很難被美國空軍飛行員用肉眼發(fā)現(xiàn)，因此LWF在設計上著重強調(diào)減小外形尺寸。該機在設計上并沒有試圖達到高空、高速性能，而是重點強調(diào)在未來空戰(zhàn)的最可能條件下，即在高度9150～12200米和速度M0.6～1.6的空戰(zhàn)環(huán)境中，將性能指標重點放在滾轉速率、加速性和航程。

　　作為回應，波音公司、諾斯羅普公司、通用動力公司、LTV公司和洛克希德公司等5家承包商先后提交了各自的設計方案。經(jīng)過綜合評估，美國空軍參謀部在1972年4月13日選定了通用動力公司的401-16B方案和諾斯羅普公司的P-600方案進入下一研制階段，并授予了兩架YF-16和兩架YF-17的研制合同，其中包括一年的飛行試驗。

　　當時，并未采用“X”（試驗中）前綴的編號，而是采用了“Y”（研制中）前綴的編號，目的是表明原型機采用了現(xiàn)有的成熟技術和試驗中的最新技術。YF-16原型機采用一臺普惠公司的F100渦扇發(fā)動機為動力，而YF-17采用兩臺通用電氣公司的YJ101發(fā)動機為動力。

　　強調(diào)低成本

　　在選定401型方案的最后構型之前，通用動力公司已經(jīng)先后研究了12種不同的總體布局，并實施了風洞試驗。在當時情況下，YF-16原型機所采用的一些新技術，對于滿足性能目標具有極大的影響。

　　該公司決定采用一臺F100渦扇發(fā)動機用于設計方案，而不是采用兩臺低涵道比的YJ101發(fā)動機。據(jù)估算，一臺F100發(fā)動機顯然比兩臺YJ101發(fā)動機具有更低的耗油率，單臺發(fā)動機布局使戰(zhàn)斗機的起飛重量只有7.7噸，而兩臺YJ101發(fā)動機為動力的戰(zhàn)斗機有可能使起飛重量超過9.7噸。

　　在YF-16原型機的設計初期，通用動力公司曾經(jīng)考慮過單垂尾和雙垂尾的兩種型式。風洞試驗表明，前機身邊條產(chǎn)生的旋渦通常會改善方向穩(wěn)定性，但是采用雙垂尾時，某種形狀的邊條實際上減少了大迎角狀態(tài)下的穩(wěn)定性。研究認為，雙垂尾型式有可能導致較大的研制風險，單垂尾如果設計有足夠高度，或方向舵面積足夠大，也可以為原型機提供滿意的效果。

　　在最終確定進氣道位于機身腹部之前，研制組也研究了幾種不同的進氣道構型。最初，設計人員實際上采用了一種下頜式進氣道，但是設計過程中為了減少重量逐漸地越來越向后推，直到進氣口位于前機輪的前面。試驗發(fā)現(xiàn)，選擇進氣道位于腹部位置，可以在大迎角狀態(tài)下有效地改善氣流進入進氣道時的流動方向。例如，YF-16原型機處于20度迎角時，腹部進氣道的氣流方向比實際迎角低10度，相當于兩側進氣道處于35度迎角的情況。

　　研制人員曾經(jīng)評估過4種不同的機翼平面，最終選擇了一種較小后掠平直前緣的梯形機翼，其原因是它可以將良好的機動性、高加速性和最大升力結合到一起。同時，研制隊伍選擇了一種計算機控制的可變彎度機翼，它帶有前緣機動襟翼和后緣襟副翼，可以根據(jù)不同飛行條件實現(xiàn)相應的彎度，從而實現(xiàn)最大機翼效率，為原型機提供了良好的機動能力。