CK-1 测试机
CK-1 是洛马根据以色列空军试飞中心的要求制造的一架 Block 40 F-16D。该机安装了特殊的传感器，可测量操纵翼面的运动以及飞机对这些运动的响应。所有的测量数据都实时提供给后座的工程师分析。CK-1 的翼根内部安装有特别的传感器，测量机翼的平面和扭转受力。其他传感器安装在外置吊舱和机鼻延长段中。
F-16D Block 40 90-0875 CK-1 605，注意试飞用空速管特别的长 以色列空军使用这架飞机进行了各种各样的试飞，包括多种外挂配置、新型航电、武器投放，CK-1 也被用于对 F-16 飞行品质的研究。
F-16 DSI
洛马的工程师在 90 年代初就开始研究传统超音速进气口的替代方案。他们试图取消和附面层控制有关的复杂机构：附面层隔离板、放气系统、旁通系统。通过取消这些机构，可以减轻重量。最后的研究结果就是 DSI，或叫做鼓包式进气口。DSI 去掉了附面层隔离板，进气口也整合到前机身设计中。在进气口前设计有一个三维的表面（鼓包）。这个鼓包的功能是作为一个压缩面，增大压力分布以将附面层空气“推离”进气道。进气道整流罩唇口的前掠设计可使大部分附面层气流溢出流向后机身。整个 DSI 没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气系统或旁通系统。换句话说，DSI 实际是针对常规进气道的进气口部分进行的改进。精心设计的三维压缩面配合进气口，不仅可以完成传统附面层隔道的功能，还可以提供气流预压缩，从而提高进气道高速状态下的效率，并减小阻力。随着进气道调节系统的取消，重量自然减轻。而对于未来作战飞机更重要的一点是，取消了附面层隔道以及压缩斜板等部件后，飞机的 RCS 可能大幅减小，显然有利于提高隐身能力。
DSI 是随着计算机流体力学（CFD）的进步，洛马在自己的计算机建模工具上开发并完善的。CFD 是一门研究流体控制方程的数字化解决方案的科学，并可以通过空间或时间对重要的流场加以描述并进一步改善解决方案。CFD 解决方案阐明了工程师们如何表现复杂的流场并对他们的设计进行性能评估。
1994 年末洛马对使用 DSI 的飞机构型进行了研究——并最终成为了 JSF 原型机的方案。该项研究的重点在于调查 DSI 相对于 F-22 或 F/A-18E/F 类型的后掠式进气道的优势。由于减少了重量（大约 136 千克），DSI 可以使飞机具有更好的性能；同时 DSI 还通过取消复杂部件减少了生产和操作成本——每架飞机可以节省 50 万美元，效益相当明显。工程师们为了保持技术领先地位而在此期间申请了 2 项美国技术专利，并在 1998 年获得批准。
几乎在 DSI 被洛马 JSF 采用的同时，工程师就明白 DSI 会被认为比 F-22 的后掠式进气口具有更高的风险，为此他们改装了 1 架 Block 30 批次的 F-16 进行验证来降低技术风险。F-16 的进气口是模块化设计，改装 DSI 模块时无需对前机身和中段机身进行重大改造。DSI 模块与中机身接合部和原进气道融合，压缩面被置于前机身座舱下方，不会影响前机身其它部分或舭线。扩压段前部进行了重新设计，在新的进气口和现有扩压段之间形成一个过渡。
F-16C Block 25 83-1120 被选中进行 DSI 的改装 1996 年 12 月的 9 天内洛马完成了 12 次试飞，首次试飞的重点是确定飞行包线和功能检测，其它的试飞则重在验证进气道性能特点，包括在水平和机动飞行中快速移动油门位置以确定进气道和发动机之间的相容性。
试飞覆盖了 F-16 的整个飞行包线，最大速度达到了 2.0M。F-16 DSI 的飞行品质在所有的迎角和侧滑角条件下都非常接近生产型 F-16。洛马试飞员进行了 2 次飞行中发动机重新启动和 164 次加力点火，没有发生故障，其中 52 次加力点火是在高难度机动中进行的。在整个试飞中没有发生发动机失速和其他异常现象。
新的进气道显示其亚音速性能特别是剩余功率方面略优于生产型进气道，证明取消附面层隔道对整个系统是有益的。试飞员表示，军用推力状态和推力特性和安装通用电气 F110-GE-129 发动机的标准型 F-16 非常相似。考虑到整个试飞计划的目的是验证这种先进进气道技术的生命力，这个结果是非常令人满意的。
F-16 的试飞验证了进气道的气动性能，洛马的 JSF 原型机 X-35 也对此进行了验证试飞。结果表明，根据 CFD 分析作出的性能分析和进气道气流稳定性预测与现实世界中的情况是吻合的。
F-16 DSI 进气口的全尺寸风洞测试模型
F-16V
2012 年 2 月新加坡航展期间，洛马宣布了 F-16V 方案。F-16V 并不是“战隼”的某个特性型号，而是一种新的升级方案，可实施在大多数 F-16 上，“V”是指“蝰蛇”（Viper）。
F-16V 安装有相控阵雷达，升级了任务计算机，改进了座舱，大幅提升了战斗力。相控阵雷达可在诺格和雷声公司的可变敏捷波束 SABR 和雷声先进作战雷达 RACR 之间选择。USAF 也在同月宣布拨款 28 亿美元对其现役的约 350 架 Block 40/50 F-16 进行 F-16V 升级，各方正密切关注 USAF 的雷达选择结果。
RACR 雷达SABR 雷达
五 三菱F-2
F-16 FS-X/F-2，基于“战隼”的日本战斗机
历史
FS-X 项目
1982 年日本政府宣布寻求能取代三菱 F-1 支援战斗机的新一代飞机，并启动了实验性支援战斗机（FS-X）计划。日本政府与多家外国飞机制造商进行了接洽，看是否能找到满足 FS-X 要求的现有机型。同时日本防卫厅技术研究本部（TRDI）高度机密的第三研究所也展开了对自行研发可行性的调查。很快，日本人把目光锁定在了 F-16“战隼”、F/A-18“大黄蜂”、帕纳维亚“狂风”IDS 以及自研战斗机上。FS-X 的重要要求之一就是要使用日本制造的数据链系统并能发射 ASM-1 反舰导弹。
FS-X 想象图之一，明显受到“大黄蜂”2000 概念（下二图）的影响FS-X 想象图之二，侧重隐身，并进行了模型吹风实验
1985 年 3 月，三菱重工提出独立自主开发、代名为 JF-210 的战斗机方案，外型类似瑞典 JAS-39“鹰狮”。但采用双垂尾双发布局，进气口在座舱下方，两台 F404 型发动机，起飞重量 11.5 吨，最大速度 1.9 马赫，携带 4 枚反舰飞弹（ASM）时作战半径约 930 千米。可见日本人当时的雄心壮志，可惜这一计划未能实现。
JF-210 战斗机方案
1985 年 11 月 22 日防卫厅发布了正式的 FS-X 性能需求，要求该机能挂 4 枚反舰导弹，或 2~4 枚近距空空导弹和 2~4 枚中距空空导弹，最小作战半径要达到 833 千米。
在审视了所有入选机型后，防卫厅宣布没有一种现有机型能够满足要求，只能通过自行研制来解决。三家外国竞争者抱怨说日本政府仅凭一个并不存在的纸上方案就把他们提出门外。由于日本和美欧之间存在着巨大的贸易顺差，所以美国和欧洲各国政府也开始向日本施压，要求重新考虑此事。日本人妥协了，1986 年 4 月防卫厅修改了性能需求，三家外国公司也重新提交了修改后的方案。
对日本政府来说，现在的问题是到底是与外国厂商共同发展现有机型，还是完全从头开始自行研发？选择后者当然会取悦日本的航空工业，但总费用会十分高昂。并且由于从零开始，整个计划也会被拖延很长时间。如果合作研发的话，日本政府提出要占据主导地位。“狂风”在很早阶段就被淘汰，原因是日本对与欧洲航空工业进行合作表示担忧，认为这会影响日本的国防安全。接下来 F/A-18 也因改型成本过高而被淘汰。1987 年 9 月 11 日日本宣布将在 F-15 或 F-16 基础上进行改进，但也不排除完全自行研制。日本人对美国三种战斗机的评价如下：
•除了 RCS 无法满足外，F-15 方案性能最好，但是研制费用最高。
•F-16 方案航程和 RCS 不能令人满意，但是研制技术和费用要求最低。
•F/A-18 方案性能可以接受，但是制造和维护费用都比较高。
1987 年 10 月 21 日日本政府宣布以 F-16C/D 为基础研制 FS-X，这个决定无疑是遭受美国政府巨大压力的结果。该决定当时在美国也引起了很大争议，批评者指出美国要向竞争对手转让太多的技术。日本航空自卫队（JASDF）随后宣布了 130 架 FS-X 的采购计划。
基于 F-16C/D 的 FS-X 概念图，进气口下有两片鸭翼。当时的日本人对鸭翼可是情有独钟
1988 年 11 月美日两国政府签订了谅解备忘录，标志着两国间首次展开联合战斗机研制项目。该机只装备 JASDF，所以研发费用完全由日本承担。FS-X 的主要任务是保护海上运输线、海滩防御和反入侵。
由于 FS-X 需要挂载 4 枚 ASM-1 或 ASM-2 反舰导弹，需要较大的机翼，并由此引发了其他的改动。尽管 FS-X 和 JASDF 的其他战斗机一样也需担负截击任务，但其最重要的任务是使用反舰导弹摧毁敌军舰或登陆舰。所以后来 F-2 全部采用与众不同的深蓝色海洋迷彩。
FS-X 的主承包商是三菱重工，与 GD（后来改成洛马）合作研发。富士重工和川崎重工是主分包商。美日双方达成协议，日本承担 60% 的工作份额，美国承担 40%。
F-2 三面图
具体的分工协议是，三菱负责制造前机身和总装；川崎提供机身中段和起落架舱门、发动机检修舱门；富士制造雷达罩、进气口、右翼（除前缘襟翼）、翼根整流段、襟副翼、垂尾和平尾；GD 制造左翼（除襟副翼）、前缘襟翼、后机身；发动机由石川岛播磨重工按许可证制造。一开始 GE 提供 8 台 F110-GE-129 型发动机供原型机研制使用，以后将转让技术在日本石川岛播磨公司仿制生产。
XF-2A 全尺寸木质模型双座型机头模型，以及武器模型
结构和航电
FS-X 在外观上与 F-16C/D 类似，但有如下主要结构改动：
•日本设计的共固化成形复合材料新机翼，增加了翼展（加长 1.7 米）和翼根弦长，翼面积增加 25%。翼形与 F-16 相同，但前缘后掠角略小，后缘稍稍前掠。复合材料增加了机翼强度并减轻了重量，降低了整机 RCS。
•平尾面积比 F-16C 增加了 20%。
•稍微加长了机身中段长以容纳更多的燃料和航电，加大了雷达罩并修改了外形，机长增加了 0.5 米。
•前缘边条外形略有修改。
•由于低空掠海飞行增加了撞鸟的风险，取消了整体式座舱盖，改用无框风挡+传统蛤壳式座舱盖。
F-2A 与 F-16C Block 40 的大小对比
共固化先进技术，即在自动调温炉内将复合材料的成型和加工汇在一起，一体完成复合材料机翼的制造。采用这一新工艺加工的机翼部件光滑无缝，有利于减小气流干扰和阻力，改善飞机的气动性能。这一技术进步有点象坦克装甲由铆接发展到焊接，再发展到铸造的过程。
共固化成形的复合材料机翼复合材料翼盒结构