F-16战斗机的起源可以追溯到1965年。当时，美国空军已经开始从事新一代高性能战斗机的概念定义研究，分别为一种重型“空中优势战斗机”（F-X）和一种轻型“先进昼间战斗机”（ADF）。前者顺理成章地发展成为F-15战斗机，而后者因空军高层存在不同的作战理念和设计思路，研制过程并非一帆风顺，进展较为缓慢。
针对此前装备采购方式的弊端，1969年开始担任国防部长的戴维·帕克卡德出于减少新型武器研制成本的目的，极力赞成回到原型机竞争的研制步骤。在帕克卡德的大力支持下，美国空军采纳了国防部办公室的系统分析助理约翰·博伊德少校和皮尔雷·斯普瑞的建议，提出“轻型战斗机”（LWF）计划，并于1971年1月16日向工业部门提出了投标需求，要求研制一种最大起飞重量低于9吨、高推重比和高机动性的战斗机。
针对越南空战中米格-17和米格-21战斗机凭借着小巧外形很难被美国空军飞行员用肉眼发现，因此LWF在设计上着重强调减小外形尺寸。该机在设计上并没有试图达到高空、高速性能，而是重点强调在未来空战的最可能条件下，即在高度9150～12200米和速度M0.6～1.6的空战环境中，将性能指标重点放在滚转速率、加速性和航程。
作为回应，波音公司、诺斯罗普公司、通用动力公司、LTV公司和洛克希德公司等5家承包商先后提交了各自的设计方案。经过综合评估，美国空军参谋部在1972年4月13日选定了通用动力公司的401-16B方案和诺斯罗普公司的P-600方案进入下一研制阶段，并授予了两架YF-16和两架YF-17的研制合同，其中包括一年的飞行试验。
当时，并未采用“X”（试验中）前缀的编号，而是采用了“Y”（研制中）前缀的编号，目的是表明原型机采用了现有的成熟技术和试验中的最新技术。YF-16原型机采用一台普惠公司的F100涡扇发动机为动力，而YF-17采用两台通用电气公司的YJ101发动机为动力。
强调低成本
在选定401型方案的最后构型之前，通用动力公司已经先后研究了12种不同的总体布局，并实施了风洞试验。在当时情况下，YF-16原型机所采用的一些新技术，对于满足性能目标具有极大的影响。
该公司决定采用一台F100涡扇发动机用于设计方案，而不是采用两台低涵道比的YJ101发动机。据估算，一台F100发动机显然比两台YJ101发动机具有更低的耗油率，单台发动机布局使战斗机的起飞重量只有7.7吨，而两台YJ101发动机为动力的战斗机有可能使起飞重量超过9.7吨。
在YF-16原型机的设计初期，通用动力公司曾经考虑过单垂尾和双垂尾的两种型式。风洞试验表明，前机身边条产生的旋涡通常会改善方向稳定性，但是采用双垂尾时，某种形状的边条实际上减少了大迎角状态下的稳定性。研究认为，双垂尾型式有可能导致较大的研制风险，单垂尾如果设计有足够高度，或方向舵面积足够大，也可以为原型机提供满意的效果。
在最终确定进气道位于机身腹部之前，研制组也研究了几种不同的进气道构型。最初，设计人员实际上采用了一种下颌式进气道，但是设计过程中为了减少重量逐渐地越来越向后推，直到进气口位于前机轮的前面。试验发现，选择进气道位于腹部位置，可以在大迎角状态下有效地改善气流进入进气道时的流动方向。例如，YF-16原型机处于20度迎角时，腹部进气道的气流方向比实际迎角低10度，相当于两侧进气道处于35度迎角的情况。
研制人员曾经评估过4种不同的机翼平面，最终选择了一种较小后掠平直前缘的梯形机翼，其原因是它可以将良好的机动性、高加速性和最大升力结合到一起。同时，研制队伍选择了一种计算机控制的可变弯度机翼，它带有前缘机动襟翼和后缘襟副翼，可以根据不同飞行条件实现相应的弯度，从而实现最大机翼效率，为原型机提供了良好的机动能力。
