方案征求书
在帕卡德的关注下 USAF 提出了 LWF 项目，并在 1971 年 1 月 16 日向航空工业界颁布了方案征求书（RFP）。RFP 要求该机具备高推重比，高机动性，总重低于 9,072 千克（20,000 磅），但并不要求具备相当米格-25 的性能（当然只是美国人假想中的性能），而是将优势性能区间放在未来可能的空战条件下的 9,000~12,000 米高度，0.6~1.6 马赫速度。
该机在性能上重点突出转弯速度、加速性和航程，不追求高速性能。因为在越战中小型的米格-17 和米格-21 难于被目视发现，所以空军要求该机体型要小。RFP 还提出飞机要充分利用新技术带来的优势，以全面降低全尺寸研制和批生产风险和不确定性，并能满足未来军用硬件的升级要求。
YF-16 气动布局的进化过程
LWF
五家公司回应了 RFP 并提交了各自的方案，分别是波音、诺斯罗普、GD、凌-特科姆-沃特（LTV）以及洛克希德公司。1972 年 3 月空军参谋部经过评选，波音 Model 908 得分最高，并列第二的是 GD 的 Model 401 和诺斯罗普的 Model P-530，沃特 V-1100 和洛克希德 Cl-1200“枪骑兵”则被淘汰。
波音 Model 908 全尺寸模型，不得不承认波音的战斗机审美出了问题沃特 V-1100 基本就是 F-8 的翻版，翼根前缘有面积很小和边条和鸭翼洛克希德的 CL-1200 已经自暴自弃了
但是在进一步评估后，GD 和诺斯罗普方案的得分反而高于波音。1972 年 4 月 13 日 USAF 宣布 GD 的 Model 401-16B 和诺斯罗普的 P-530 进行下一步发展，并向两家公司各订购了两架原型机，编号分别是 YF-16（72-1567 和 72-1568）和 YF-17（72-1569 和 72-1570）。原型机编号没有使用代表实验性质的“X”前缀，而是采用了代表混合使用现成货架技术和实验性技术的“Y”前缀。YF-16 安装一台普拉特•惠特尼公司（PW）的 F100 涡扇发动机，YF-17 安装两台通用电气公司（GE）的 YJ101 涡扇发动机。两种机型间将进行竞争试飞，但空军并不保证获胜者能投入生产。
P-530 全尺寸模型，最后有大边条的两种方案进入了原型机阶段 这两份“成本+固定费用”的合同内容包括设计、制造、测试两架原型机，并进行一年的试飞。此时空军正在大力推进 F-15 项目，只是把 LWF 视为技术演示计划而不准备正式投产。同时 PW 获得了把 F100 改为适合单发飞机使用的 改型合同，GE 获得了研制全新 YJ101 发动机的合同。
降低成本
GD 在沃斯堡展开了 YF-16 的设计制造工作，威廉•C•迪茨和莱曼•C•约瑟夫担任指导，哈利•希拉克任总设计师。前面说到 GD 通过对模型、样机的研究，和对几十种布局进行了吹风后最终确定了 Model 401 的气动布局。在设计上并不追求尖端的技术，在关键部位采用成熟的系统和组件。
哈利•希拉克
YF-16 的零部件都被设计成易于制造和组装，并尽可能采用低成本的常规材料。为了进一步降低成本，甚至还使用了许多飞机的现成部件。但如果能大幅提高性能指标的话，YF-16 也不会吝惜使用最新技术。
Model 401 采用单台 PW F100 涡扇发动机，诺斯罗普的方案则选择了两台 GE YJ101。F100 也是 F-X（F-15）的发动机，普惠进行了一些专门的修改以适用于单发飞机。单台 F100 的耗油量大大低于两台 YJ101，此外安装单台 F100 发动机的 YF-16 任务重量估计为 7,734 千克的，而采用两台 YJ101 的话，任务重量就要达到 9，739 千克了。
F-16 艺术效果图
早期研发
在 YF-16 研发的早期阶段，GD 考虑过单/双垂尾布局。风洞试验显示前缘边条产生的涡流可增强方向稳定性，但采用双垂尾时这种“S”形边条却会降低高迎角时的稳定性。GD 得出结论——双垂尾会大大增加研制风险，高度足够的单垂尾已经可以达到满意的效果。
GD 研究了 4 种不同外形的机翼——梯形翼、后掠翼、可变翼和三角翼。其中可变翼因复杂性和重量首先出局。三角翼有着单位面积上的先天重量优势，并且阻力也低，但因较低的升阻比和较高的配平阻力而被否决。最终 GD 选择了小后掠角的梯形翼，该机翼结合了高机动性、高加速性、高升力等特性。设计师还应用了计算机控制的可变弯度机翼技术，前缘机动襟翼和后缘襟副翼可依据飞行条件自动改变机翼弯度，以最大限度提高机翼效率。
不要说与 F-15 相比，就是与对手 YF-17 相比，YF-16 的体积也十分小巧紧凑，采用了当时美制战斗机中少有的单发布局，图为在德州沃斯堡组装的 YF-16 战斗机
YF-16 的机翼和机身之间平滑过渡形成翼身融合结构，这相当于一个升力体，增加了升力并增强了大迎角性能。机翼根部与前机身两侧的边条平滑地融为一体，边条可在大迎角状态下拉出涡流，为机翼内侧上表面的附面层气流补充了能量，增大了升力，推迟翼根失速并维持了方向稳定性。
正在组装中的 YF-16 机翼空气动力学家充分认识到了涡流的有利干扰 由于机翼很薄无法容纳起落架组件，主起落架被布置在机腹，向前收入起落架舱。机翼主要制造材料是铝合金，并使用了少量的钢、钛合金和复合材料。
YF-16 全尺寸模型，展示了优美的翼身融合体
电子设备
YF-16 采用了放宽静稳定度/线传（RSS/FBW）飞控系统。为了帮助飞行员在战斗中克服 9g 过载，YF-16 采用了侧置操纵杆，弹射座椅后倾 30 度，并具有全向视野的气泡座舱盖。
F-16 采用的无隔框座舱盖在当时来说非常大胆，对透明材料的强度提出了挑战 尽管 LWF 仅要求配备最简单的航电，GD 却认识到这不能满足作战要求，于是把飞机尺寸加大到足以容纳更复杂的电子设备、可以内置一门 M61 机炮、并挂载红外制导“响尾蛇”空空导弹，在未来有需要时也可挂载雷达制导的“麻雀”空空导弹。
YF-16 的座舱，只有必须的飞行仪表和 HUD
RFP 仅要求 LWF 在 80% 内油状态达到 7.33g 的最大过载，GD 却决定把标准提高到满油状态 9g，并把机体寿命从 4,000 小时标准提高到 8,000 小时。
考虑到 YF-16 在作战中先使用副油箱的燃料飞往战区，然后使用内油返航，所以 GD 降低了内油容量，从而使空重降低 667 千克，正常起飞重量降低 1,497 千克，飞机转弯速度提高了 10%，加速性能提高了 30%。
为了降低成本，YF-16 的左右平尾和襟副翼可以互换。两侧主起落架的多数组件也可以通用。航电较简单，武器为一门 20 毫米 M61A1 转管炮和翼尖的两枚 AIM-9“响尾蛇”导弹，每侧机翼下方还有两个挂架。
YF-16 三面图与结构图
“战隼”的诞生
那些年
1973 年 12 月 13 日 YF-16（72-1567）在沃斯堡下线，YF-16 没有雷达，安装一台最大加力推力 10,809 千克的 PW F100-PW-200（JTF22A-33）发动机，最大起飞重量 12,247 千克。1974 年 1 月 8 日 C-5A 运载 YF-16 抵达爱德华兹空军基地。1974 年 1 月 21 日 GD 试飞员菲尔•奥斯特利希在作高速滑跑试验时驾驶 YF-16 意外进行了短暂首飞。
1973 年 12 月 13 日 GD 为 YF-16 举行了盛大的下线仪式，揭开了航空史的新篇章C-5 把第一架 YF-16 运到爱德华兹 AFB试飞员菲尔•奥斯特利希