F-16 LOAN，低可观测轴对称喷管
历史
1996 年末，洛马/PW 团队改装了一架安装 F100-PW-200 发动机的 F-16C，给发动机装上了低可观测轴对称喷管（LOAN），进行了为期两天的快速成型项目地面试车。LOAN 是为 JSF 项目研制的喷管，大大降低了雷达截面积和红外特征，同时还有降低维护成本的潜力。
低可观测轴对称喷管（LOAN），可以看到用于冷却喷管的进气孔 洛马/PW 团队在试车中对发动机从怠速到最大加力的红外图像、喷管温度、进气道压力和气流速度等数据进行了采集。LOAN 喷管也在 PW 的 JTDE FX650 发动机（JSF 项目的联合技术演示发动机）上进行了成功的测试。
试车中的 F-16 LOAN LOAN 喷管通过几种技术的结合来实现隐身能力，包括几何外形、先进冷却系统、内外结构上的特殊涂层。先进冷却系统的效率很高，使喷管的扩张调节片寿命延长的两倍，显著降低了维护费用。
LOAN 喷管既适用于新飞机也适用于老飞机改进，F-35就采用了这种喷管，全世界庞大的 F-16 机队也可改装这种喷管。
LOAN 喷管与 F100 喷管的外形对比
F-16ES，战略增强
结构和改装
90 年代初以色列空军宣布寻求新的打击战斗机，用以取代“重锤 2000”（F-4E 升级版）。
洛马为此提出了“战隼”航程加大的 F-16ES（战略增强）型，用以参加以色列的打击战斗机竞争。为了大幅增加航程，F-16ES 增加了可容纳 1,451 千克燃油的保形油箱（CFT），容量接近翼下副油箱，但降低了阻力并解放出翼下主挂架。根据洛马的数据，如果 CFT 配合 1,221 升（320 加仑）机腹副油箱和两个 2,271 升（600 加仑）翼下副油箱的话，F-16ES 的无空中加油任务半径可达 1,650 千米，此时还可挂载两枚 907 千克炸弹和 4 枚空空导弹，比 Block 50 F-16C/D 增加了 40%，大致相当于F-15E。但该机在竞争中败于麦道的F-15I。
此外该机还使用内置式 FLIR/激光系统取代了增加阻力的外置 LANTIRN 吊舱，只有传感器转球突出在机身外。该机的 AN/APG-68 雷达还增加了地形跟踪模式。F-16 ES 具有自动化程度更高的座舱，单座就可执行夜间精确打击任务，所以没有必要再研制双座型。在败给 F-15I 后，洛马又把该方案推荐给其他几个感兴趣的国家。洛马向阿联酋推荐的 Block 60 批次（有时也称为 F-16U）就沿用了 F-16 ES 的 CFT 和内置 FLIR 的概念。
试飞
洛马租用了 Block 30 F-16C 83-1120，在机背安装了 7.32 米长的保形油箱气动模型，在机鼻上下方安装了内置式 FLIR/激光系统的转球模型。1994 年 11 月 5 日该机开始试飞，1995 年 1 月试飞结束。完成了收集 F-16 ES 外形空气动力学数据的快速成型项目后，该机共进行了 21 次试飞，其中 17 次是评估安装 CFT 后飞机的操控特性。测试表明 CFT 的气流分离阻力和导致的气动特性变化很小。其余 4 次试飞集中在研究机鼻下方 FLIR 转球对进气道气流和发动机可操作性的影响。该机还测试了 2,271 升翼下副油箱，以及翼下挂载的两枚 907 千克的激光制导炸弹。
F-16C Block 30 83-1120 被改装成 F-16ES 演示机，CFT 和 机头 IRST 都被 Block 60 继承 1995 年 1 月 23 日 F-16ES 被改回原状后交还爱德华兹 AFB。虽然 F-16ES 没有投产，但该机的创新技术被应用到后来的 Block 50/52+ F-16C/D 和 F-16E/F 中去。
F-16 SFW，前掠翼
历史
1971 年国防部先进研究项目局（DARPA）向 GD、罗克韦尔和格鲁曼公司参加的前掠翼项目注入了资金。前掠翼的阻力较低并改善了低速操控特性，但使用传统技术很难制造。随着先进复合的应用，前掠翼的刚性足以抵抗空气动力的压力，从而不会导致气动发散问题，同时也减轻了重量。
F-16 SFW 模型，相对于 X-29，在外型上的改动更小 GD 的工程师研究了几种设计，其中包括鸭翼+后置前掠翼。最终提交给 DARPA 的设计沿用了标准型 F-16 的起落架和机身组件，但稍微加长并增强了机身以便安装前掠翼，因为该机翼比原先的后掠翼要大一些。
美女与 SFW 风洞模型 1981 年 DARPA 否决了 F-16 SFW，而是选中了格鲁曼基于 F-20 的 712 方案，后者最后发展成 X-29A 验证机。该决定主要是基于政治考虑，因为当时 NASA 已经在研究项目中大量使用 F-16（AFTI、CCV、F-16XL），人们认为“使用一种机体所学到的东西有限”，再使用 F-16 做实验似乎是错误的。有趣的是 X-29A 上 16% 的组件来自 F-16，包括线传飞控系统。
此后 GD 停止了 F-16 SFW 的研发。
最后获胜的格鲁曼 X-29 方案，沿用了 F-20 虎鲨的机体
F-16X，无尾战斗机
历史
洛马曾提出一种 F-16 的改进型——F-16X 来作为 USAF 的下一代多用途战斗机。该机的机翼设计基于 F-22，取消了垂尾。航程预计是 F/A-18E/F 的两倍，但价格只有前者的 2/3。
F-16X 的改进也可被引入 Block 50/52+ F-16C/D 中，包括有彩色座舱显示器、地形参考导航系统、合成孔径雷达、被动式导弹预警系统。Block 60 还会引入内置式 FLIR/激光指示系统和 APU，可装燃料的大型脊背等。
洛马预计如果一切顺利的话，F-16X 可在 2010 年投产。洛马研究了把 NASA F-16XL 研究机改成无尾演示机的可行性，但由于缺乏资金而作罢。
F-16X 模型 研究内容涉及去除垂尾、改用推力矢量发动机提供方向控制、更换具有全动翼尖的新机翼和高速率前缘襟翼。与 XL 的曲线箭形翼相比，新机翼的后掠角度更大并且是三角翼外形。洛马还研究了保留XL机翼只修改副翼的低成本方案，该机将安装一台 PW 的 F100-PW-229 推力矢量发动机，延长了翼尖，使副翼向外侧加长了 30~60 厘米。
取消了垂尾的 F-16X 外形很怪异 这项耗时 6 个月花费 25 万美元的研究始于 1995 年秋 NASA 寻求几类“X 飞机”的竞争方案，其中就有高性能战斗机。洛马无尾方案的优点是减重减租、隐身，与标准型 F-16 相比没有迎角限制。
各种奇怪的型号
“敏捷隼”
1984 年 GD 推出了“敏捷隼”概念，用于对抗苏联的新锐战机米格-29 和苏-27。该机使用了已在计划中的 MSIP IV 阶段改进项目的一些技术，此外机翼加大了 25%，并使用改进型的 GE F110-GE-129 或 PW F100-PW-229 发动机。但当时很少有客户对其感兴趣。
“敏捷隼”模型，机翼深色部分代表标准型 F-16 的机翼大小 GD 不轻易放弃，又把“敏捷隼”作为 F-22 先进战术战斗机的低成本替代方案，推荐给美国空军和北约四个 F-16 伙伴国，GD 认为新的欧洲战斗机和达索的“阵风”以及萨博的“鹰狮”缺乏足以对抗米格-29/苏-27 的性能和航电。
“敏捷隼”与标准型 F-16的对比，和 F-2 不同，没有加长机身，加大尾翼 1987 年 10 月 USAF 宣布即使欧洲伙伴不参加，也可能独自发展“敏捷隼”。但是随着苏联的解体，军费的削减，“敏捷隼”最终胎死腹中。从某种角度看，日本的 F-2 就是“敏捷隼”概念的复活。
F-16AT，“隼”21
F-16AT 或“隼”21 是 GD 在90年代提出的ATF低成本替代方案，该机沿用了 F-16XL 的基本设计，但换装了 ATF 的发动机。该机并没有沿用 XL 的曲线箭形翼，而是采用了梯形翼。洛马基于此概念向阿联酋提交了 F-16U 方案，但最后被否决。
F-16AT 三面图与风动模型
F-16 垂直起降
70 年代末 GD 进行的 F-16 垂直起降研究，概念非常奇特。该机采用了瑞安 X-13 的“挂壁”式垂直起降方式，但整个包含座舱在内的机头可偏转 90 度，改善了垂直起降时的视野。
F-16“尾座式”垂直起降机的风洞模型F-16“尾座式”垂直起降之间的转换过程
翼尖双联挂架
沃特公司为 F-16 舰载型研究了翼尖双联挂架，可同时挂载两枚 AIM-9，这样可以空出翼下挂架挂载其他武器。
奇特的翼尖双联挂架
F-16 STOL
1982 年 GD 为 USAF 设计的 F-16 短距起降技术演示机，尾部安装矩形二元矢量喷管，具有反推功能，可以大大减少起降所需的滑跑距离，并增加了飞机的机动性能。最后军方选择了 F-15S/MTD。
F-16 STOL 安装了具有反推功能的矩形二元矢量喷管
F-16DR IUCAV 双模式过渡无人机
将现有 F-16 改装为无人空战战斗机的方案，具有有人/无人驾驶双模式，作为 UCAS（无人空战系统）服役前的过渡机种。
虽然说是有人/无人驾驶双模式，但在洛马的概念图上却看不见座舱