蝰蛇的秘密（一 起源）——洛克希德F-16“战隼”战斗机（四）
F-16/101，衍生型战斗机发动机
衍生型战斗机发动机项目
罗克韦尔的 B-1A“枪骑兵”远程战略轰炸机安装了 4 台 13,928 千克推力的 GE F101 涡扇发动机。1977 年吉米·卡特总统决定在生产出 4 架样机后终止 B-1A 项目。
B-1B 使用的 F101-GE-102 涡扇发动机结构图
为了给 F101 寻找新的客户，GE 通过衍生型战斗机发动机（DFE）项目中把 F101 发展成战斗机发动机。DFE 是美国空军和海军联合进行的项目，旨在为 F-16 的 F100 和 F-14 的 TF30 寻求替代发动机。GE 的新发动机编号 F101X，使用了 F/A-18“大黄蜂”所用 F404 发动机的一些设计，包括按比例放大的风扇和尾喷管及加力燃烧室。
地面测试
1979 年 12 月 30 日地面测试的头一天，第一台发动机就达到了满功率状态。在接下来的一个月 F101X 就达到了满功率持续运行 60 小时的成绩。到 1980 年秋 F101X 已经完成了 430 小时的加速任务试车，相当于在 F-16 上的 1,000 飞行小时。
F101X 发动机
地面测试结束后，F101X 的最大推力下降不到 2%，加力油耗只高出 1%。随后发动机被拆解仔细维护，组装后进行模拟 F-14 1,000 小时的试车。
F-16/101 试飞
首架 FSD F-16A（75-0745）被选中进行 F101X DFE 的改装，并于 1980 年 12 月 19 日进行了首飞。F101X DFE 的尾喷管轮廓较圆润，明显区别于 F100 的直线形尾喷管。在试飞中该机遇到了进气道的高频振荡以及燃料泄露问题，为此进行了细微改进。
F101X DFE 的尾喷管轮廓较圆润，明显区别于 F100 的直线形尾喷管
F-16/101 侧面图
F-16/101 试飞进展顺利，到 1981 年 5 月 29 日就完成了所有测试目标，进行了 58 次试飞，飞行 75 小时——比计划的少 25 小时。12 名飞行员驾驶该机在一个试飞项目中进行了近距支援、对地攻击、空空作战的模拟。整个试飞期间只出了一次小事故，1981 年 1 月该机因燃料泄露进行了无动力滑翔降落。
最终 F101 没被 F-16 采用，1981 年 7 月项目终止。但是 F101X 的改进型 F110 最后成功成为 F-16 的替换发动机，从 Block 30 开始被大量采用。
F-16/79，FX 外销型战斗机
FX 外销型战斗机项目
1977 年 2 月美国吉米·卡特总统宣布新的武器销售政策，旨在遏制先进武器世界范围的扩撒。该政策规定美国军机制造商不允许向外国出售性能等同于美军自用型号的作战飞机。
但凡事都会有例外，美国批准了北约 4 国和以色列的 F-16 采购，为了在波斯湾地区对抗苏联的扩张，还同意向伊朗出售 F-14 和 F-16。韩国刚开始提出购买 F-16 时，美国政府按照新政策拒绝了此要求，但为了弥补驻韩美军缩编后导致的军力下降，1981 年批准了军售案。不过约旦、台湾、委内瑞拉购买 F-16 的要求却被驳回。
为了满足这些第二等的国家和地区需要，美国政府启动了 FX 外销型战斗机项目，该机需要满足以下条件：
·性能、价格和作战能力要介于 F-5E 和 F-16A 之间。
·多用途设计，但要注意面向空空作战，限制攻击能力。
·载荷/航程性能要大大低于美国自用战斗机。
·易于部署和维护。
最后还要求没有美国的帮助和认可，用户不能轻易升级该机。美国国防部并不会出资推进该项目，FX 外销型战斗机完全依靠美国军机制造商自行投资并承担商业风险。
F-16/79、F-16/101 与 F-16A
新的发动机和结构修改
由于 FX 外销型战斗机项目的高风险，最后只有两个方案参与竞争：诺斯罗普的 F-5G/F-20，以及 GD 和 GE 合作研制“战隼”的低档出口型。1979 年 11 月 GD 宣布了 F-16 出口型研制计划，该机计划安装一台 GE 的 J79 涡喷发动机。
尽管在 1979 年 J79 发动机在美国已经停产（共生产了 13,686 台），这种 GE 发动机是 F-104 和 F-4 的动力装置，广泛服役于各国空军，是低价格、易于维护的 FX 外销型战斗机的理想选择。
J79 规格
·压缩机：17 级，6 级可变定子和可变进气口叶片。
·涡轮：3 级。
·燃烧室：环管燃烧室，10 个火焰筒。
GE 修改了 J79 的设计，推出了适合 F-16 使用的 J79-GE-17X 单轴涡喷发动机。首先修改了发动机外形以适应 F-16 的发动机舱，还准备引入 Combat+ 加力（原定用来提升 F-4 的性能）功能。飞行员启动 Combat+ 后，发动机燃油流量立即增大，同时稍微收一下尾喷管，这样会使排气温度上升 56 度，从而产生额外的推力。
F100 | J79 | J79 Combat+ | ||
全加力 | 全加力 | 海平面全加力 | 2.0M/19668米全加力 | |
推力（千克） | 10,809 | 8,119 | 8,482 | 9,453 |
推力（相对百分比） | 100% | 75.1% | 78.5% | 87.5% |
但即使依靠 Combat+，J79 的性能也远远逊色于 F100，并且只能在满足操作条件时短时间开启：发动机全加力状态，压缩机入口温度不高于 -9 度。在低空高速情况下，因空气流量高，发动机内部压力过大，导致作用在壳体上的应力很高，此时是绝对不能使用 Combat+ 的。最终只有以色列的“幼狮”C.7 使用了 Combat+ 技术。
加大推力的 J79-GE-17X 主要缺点就是军推耗油率远高于 F100，但这对 FX 外销型战斗机来说无关紧要，本来就要限制航程的。此外 J79 还要与 F-16 的机身机匣、驱动发电机和液压泵连接，为了解决这个问题，增加了一个传动机匣。
GE 共制造了 3 台原型发动机，第一台被用于基础飞行等级测试（PFRT），在模拟的 2.0M 条件下运行 5 小时。另外两台移交给 GD，编号 J79-GE-119。其中一台以的编号安装在 F-16B 75-0752 上（1980 年 6 月 USA F提供，两架 FSD F-16B 之一）。
由于 J79 所需的空气流量要小于 F100，所以需要修改进气口外形，加长了上唇口的附面层隔板。由于 F-16 的进气口是模块化设计，所以修改起来并不困难。由于 J79 比 F100 长了 45.72 厘米，后机身不得不向后延伸。
为了最大限度的减少改装工作量，发动机前端的安装位置与 F100 一样，平尾转轴后的机身加长了 45.72 厘米。
新进气口内部上方有固定的压缩面，并且由于 J79 发热量大大高于 F100，所以进气口内还有一个向发动机舱引入冷空气的旁路进气口。此外还在发动机外罩了一个几乎与发动机等长的重达 900 千克的钢制热屏蔽罩。
该机被称为 F-16/79，预计仅比标准型 F-16A 便宜 100 万美元，按 1980 年币值计算该机的飞离成本是 800 万美元。GD 和 GE 分担整个项目的费用（研发、制造和试飞），总额估计为 1,800 万美元。
编队飞行的 F-16A、F-16/101 与 F-16/79
原型机和试飞
GD 在改装 F-16/79 时非常注意只实施最低限度的改动，这样沃斯堡生产线就可以很容易地转产 F-16/79，而且无需进行新的疲劳和结构测试。改装工作进展迅速，1980 年 10 月 29 日 F-16/79 首飞，试飞员是 GD 的詹姆斯·A·麦金尼。
F-16/79 最先被作为 F-16A/B 的替代方案被推荐给委内瑞拉，1981 年 2 月委内瑞拉派队试飞了 F-16/79。GD 预计多达 20 个国家和地区会采购该机，名单上有奥地利、约旦、马来西亚、尼日利亚、新加坡、台湾和泰国。
新进气口内部上方有固定的压缩面，改善了超音速性能，F-16/79 可以飞到 2.0M
到 1982 年 6 月，F-16/79 已经飞行了 131 架次，122 小时，验证了该机合理的性能：最大速度 2.0M，高度 15,240 米，最大过载 9g。在 9 个月的试飞期间，有 28 名飞行员驾驶过该机。F-16/79 的前途看似一片光明，甚至在国防部副部长卡卢奇致信空军部长凡尔纳·奥尔和海军部长约翰·雷曼阐述国防部对 FX 外销型战斗机的正式政策时，F-16/79 项目的成功似乎已是唾手可得了：
“有几个盟友正在，或者将要致力于各自战术空军的现代化进程。但只有少数负担得起一线战斗机，由于财政和其他方面的限制，美国提供的一线战斗机的替代型号对他们来非常重要的。（……）FX 外销型既可单独装备也适合高低搭配使用。显然美国的国家安全利益需要保证盟友的军事装备在 80 年代末到 90 年代期间保持战斗力。（……）出于这个原因，我们必须有选择地，但积极地鼓励外国采购 FX 外销型，不能仅依靠制造商自己来开拓市场。你部要尽可能并适当地鼓励外国政府代表和国防机构把 FX 外销型引入进他们的飞机现代化计划中去。”
但多数客户都对 F-16/79 兴趣缺缺，他们认为该机动力不足，且热屏蔽罩的死重太大，性能远远落后于 F-16A/B。
F-16/79 重量接近 1 吨的发动机隔热罩是最让人诟病的地方
F-16/79 只能吸引那些因政治和资金障碍无法购买 F-16A/B 的客户。1980 年卡特总统放宽了政策，允许向部分国家出口 F-16A/B。并且当年晚些时候里根总统当选后，多数客户都能使用现金购买到 F-16A/B 了，因此 GD 没有卖出去一架 F-16/79。
那架 F-16/79 后来被改为 F-16A，用作近距支援和夜间/恶劣天气攻击系统的测试平台。该系统是 GD 自行投资研制的，包括了“隼眼”FLIR 传感器（传感器球安装在机鼻上方，随动于头部），和在进气口两侧挂在的马丁·玛丽埃塔 LANTIRN 导航和目标指示吊舱系统。该机还试飞了在 F-16C/D“夜隼”项目中和 LANTIRN 竞争的其他吊舱系统，例如 GEC-马可尼“大西洋”和马丁·玛丽埃塔“探路者”。
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：F-16/CCV/F-16XL
F-16/CCV，随控布局验证机
历史
首架 YF-16（72-1567）在 1975 年 12 月进行了改装，成为 USAF 飞行动力实验室随控布局（CCV）验证机。CCV 飞机安装有独立的或“脱钩”的飞行控制翼面，可以在不改变姿态的情况下从一个运动平面转移到另一个平面——例如无侧倾转弯。
F-16/CCV 总体布局
F-16/CCV 的风洞模型
CCV YF-16 在进气口下方增加了两片鸭翼，并修改了飞控系统，允许机翼后缘襟副翼与全动平尾联动。增加了燃油传送系统，可以把燃油从一个油箱转移到另一个油箱，以此来调整飞机的重心。
F-16/CCV 进气口下方的鸭翼最引人注目，日本的 F-2 原计划也安装类似的鸭翼
1976 年 3 月16 日 YF-16/CCV 首飞，试飞员是大卫·J·西格彭。1976 年 6 月 24 日在进场时该机发动机出了故障，在迫降中严重受损。修复工作耗时 6 个月，1977 年春继续试飞。1977 年 6 月 31 日该机进行了最后一次试飞，共飞行了 87 架次，125 小时。
试飞中的 F-16/CCV
几年后的 F-16/AFTI 项目借鉴了 YF-16/CCV 的经验。
F-16XL，超音速巡航
历史
1974 年，生产型 F-16A/B 全尺寸发展工作刚结束，GD 就着手 F-16 后继机的研制工作。其目的要搞一种既能满足空军增强对地攻击的要求，又要保持 F-16 原有的优异的空战能力，并在结构和设备上保持最大的通用性的派生型。经论证后通用动力提出改进重点是：在挂外部副油箱的情况下，增加有效载荷和航程；通过提高突防速度、减小雷达特征面积、增加携带空地武器时的机动性提高生存性；改善包括大迎角飞行条件下的操纵品质和乘座品质，以及改善可靠性和维修性。
希拉克（左）是 F-16XL 设计团队的主要负责人。F-16XL 的设计初衷是用来研究高超音速技术在军用飞机上运用的可行性，只是后来才参与美国空军提出的“增强型战术战斗机”项目招标
1980 年 2 月 GD 推出了“战隼”的一种新方案，从根本上改变了机翼设计，采用了原本用于超音速客机的机翼。该项目被称为超音速巡航和机动原型机（SCAMP），后改为 F-16XL。该机的机翼为曲线箭形，翼面积是标准型 F-16 的 2 倍（58.8 平方米）。
SCAMP 早期构型，注意矢量喷管
SCAMP 早期构型的风洞模型
SCAMP 后期构型，垂尾看起来是全动的
SCAMP 后期构型除了垂尾已经和 F-16XL 别无二致了
XL 构型的进化
这项研究的旨在探索新型机翼的平面和曲面外形，在提供高效的超音速巡航效率时还能保证战斗机的跨音速和超音速转弯灵活性。
F-16XL 三面图
结构和航电
该项目最初是制造商自筹资金进行，涉及改装两架 FSD F-16A。1980 年末 USAF 和 GD 就联合试验达成协议，空军提供第 3 架和第 5 架 FSD F-16 用于 F-16XL 原型机的改装。
第一架 F-16XL（75-0749，改装自第 5 架 FSD F-16A）
F-16XL 通过在三个主机身组件间“插入”两个加长段，使机身加长了 142 厘米，总长度达 16.506 米。在后机身分离面插入的加长段长 66 厘米，前机身插入的加长段长 76 厘米。但是后加长段分离面并不是平面的，机翼下方加长段紧挨着主起落架舱安装，在机翼上方加长段仍是 66 厘米长，但安装位置向后延伸了 66 厘米，使整个加长段看起来像一个后倾的“Z”字。通过加长机身使尾部上翘 3 度，可避免起降时尾喷管擦地。
为了抑制气流的展向流动，XL 的机翼上表面增加了一对翼刀。下图是安装翼刀前后的气流对比图
出于同样的原因，F-16XL 去掉了腹鳍。实际上 F-16XL 的稳定性高于 F-16，也无需安装腹鳍。此外去掉腹鳍机尾上翘 3 度后也提高了降落迎角，可降低进近速度。F-16XL 保留了两侧尾撑末端的开裂式减速板，垂尾根部增加了减速伞舱以缩短滑跑距离。最初只有双座型 F-16XL 安装了减速伞舱，单座型 F-16XL 后来在 NASA 服役时也加装了减速伞舱。
由于加长了机身，为了保证起降时不擦尾，F-16XL 去掉了腹鳍，并且尾部上翘 3 度
发动机进气道只随后加长段加长了 66 厘米，因为 76 厘米的前机身加长段只加长了机身，并没有加长进气口。
为了增加超音速性能，F-16XL 原计划要安装这种复杂的双斜坡进气口，最大速度可望提高到 2.2M
F-16XL 采用了曲线箭形翼，广泛使用碳纤维复合材料来降低重量（上下表面蒙皮），减重 272 千克。机翼为多梁设计，机翼前缘的后掠角从 50 度~70 度变化，比标准型 F-16 的机翼重 1,179 千克。该机增加的内部容积（通过加长机身和加大机翼）使内油增加了 82%，并且增加的翼面积使 F-16XL 的硬点增加到了 27 个。虽然该机加长了机身，但“XL”并不是指“Xtra Length”的意思。
外形优美的曲线箭形翼
“XL”这个名字与 F-16 的设计师哈里·希拉克有关。他是一个狂热的高尔夫爱好者，一天他和一位朋友在打高尔夫球，提到该为新的 SCAMP 计划取个编号。哈里希望这个编号能体现出新机比标准型 F-16 飞的更远更持久的特点，他低头看到自己的高尔夫球的商标是“Top Flite XL”，觉得不错，所以为 SCAMP 选择了“F-16XL”这个编号。
通过改进机翼外形，优化机翼曲面，最终设计的超音速升阻比比标准型 F-16 提高了 25%，亚音速升阻比提高了 11%。据试飞员报告，F-16XL 的操纵特性与标准型 F-16 大为不同，在低空高速时飞的更加平顺。该构型已经成熟到可以发展成一种具有大型机翼的，可以低阻挂载大量武器的战斗机。
与 F-16 相比，F-16XL 战斗轰炸机最大的差别在于其采用了变弯曲-箭形三角翼气动布局。机翼面积相比 F-16 增加了整整 120%；空重也比F-16增加了 1,300kg（这还是大量采用碳纤维复合材料减重后的结果）；因为要额外安装两个机身主要组件的关节部件，F-16XL 的机身长度比 F-16 长出 1.4m；因为机身拉长，为了防止起飞/降落时擦地，不得不取消腹鳍；另外主翼最外段有 3 度上反角。上述改进的结果是：相比 F-16，超音速条件下 F-16XL 的升阻比提高了 25%；亚音速条件下提高了 11%；其低空高速突防性能明显提高；载油系数增加了 82%；配备了 27 个武器外挂点，载弹量增加整整两倍；航程增加 40%
第一架 F-16XL（75-0749，改装自第 5 架 FSD F-16A）是单座型，安装了 F100-PW-201 发动机。该机于 1982 年 7 月 3 日首飞，试飞员是詹姆斯·麦金尼。第二架 F-16XL 由在降落事故中受损（前起落架损坏）的第三架 FSD F-16A（75-0747）改装而来。在 1980 年的爱德华兹 AFB 基地开放日的表演中，F-16A（75-0747）起飞后前起落架就爆胎。飞行员决定在罗杰斯干胡床实施迫降，前起落架触地后就扎入干湖床被折断，导致进气口和机鼻雷达罩开始犁地。进气口吞入了成吨的沙土，雷达罩被扯掉，前设备舱被撕开。当该机被运抵沃斯堡进行 XL 的改装时，整个机鼻都不见了。GD 为该机安装了 F-16B 的双座座舱，换装 12,700 千克推力的 F110-GE-100 发动机。1982 年 10 月 29 日第二架 F-16XL 首飞，试飞员是亚历克斯·沃尔夫和吉姆·麦金尼。稍后单座机被称为 F-16XL-1，双座机被称为 F-16XL-2。
第一架 F-16XL（75-0749，改装自第 5 架 FSD F-16A）是单座型
F-16A（75-0747）被改装为双座的 F-16XL
F-16XL 双机与 F-16A 编队飞行
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：USAF 先进战术战斗机项目
USAF 先进战术战斗机项目
1981 年 3 月 USAF 宣布将研制一种用于取代 F-111 的先进战术战斗机，能在夜间、恶劣天气下遂行低空遮断任务。GD 提交了 F-16XL 参与竞争，对手是麦道的双座 F-15B 改型。由于增大了载油量和载弹量，F-16XL 的载弹量是标准型 F-16 的两倍，航程提高了 40%。27 个硬点可挂载大量的武器：
F-16XL 的 27 个硬点
·16 个翼下武器挂架（每个负荷 350 千克）。
·4 个半埋式 AIM-120 挂架。
·2 个翼尖挂架。
·1 个机腹中线挂架。
·2 个机翼重型“湿”挂架（可挂副油箱）。
·2 个进气口挂架（LANTIRN）。
但是机翼重型“湿”挂架与最外侧的翼下武器挂架在同一条纵线上，这就意味着挂载副油箱的时候就不能使用最外侧的翼下武器挂架。不挂载副油箱时，F-16XL 可在翼下挂载 16 枚 117 千克的航空炸弹。尽管 F-16XL 在机腹也可以挂载 1,136 升（300 加仑）副油箱，但实际使用中并不挂载这个 CL-300 副油箱，因为挂载机腹副油箱后增加了阻力，油箱用光后不及时扔掉的话反而降低了航程。
F-16XL 翼下低阻挂载 12 枚 MK82 炸弹和 4 枚 AIM-120 空空导弹，翼尖还有两枚“响尾蛇”
正在进行空中加油的 F-16XL
1984 年 2 月空军宣布麦道的方案获胜，该方案后来演变成 F-15E“攻击鹰”。F-16XL 如果获胜的话，单座型编号将是 F-16E，双座型编号 F-16F。F-16XL 首席工程师约翰·G·威廉姆斯说：“XL 是架了不起的飞机，却成为 USAF 继续生产 F-15 政策的牺牲品，这是可以理解的。有些时候你能在这些政治游戏中获胜，有些时候又不能。XL 作为对地攻击机来说在多数情况下都比 F-15 优越，当然 F-15 也足够好了。”。
F-16XL 的飞行品质
F-16XL 双座机涂上了条纹状的菲利斯迷彩，并且在机腹画上了假座舱盖和假空中加油标志以迷惑敌方飞行员
失去国防部的订单后，1985 年夏 GD 的两架 F-16XL 返回沃斯堡进行封存。这两架飞机分别飞行了 437 和 361 架次，尽管无加力超音速巡航是该机的设计目标之一，但在试飞中却从未实现。
F-16XL 与 F-15E 战斗轰炸机的性能孰优孰劣直到今天都是军迷们争论的话题之一。按照空军的说法，F-16XL 落选“增强型战术战斗机”的原因在于：F-16XL 是单座战机，在执行战斗轰炸任务时一名飞行员很难兼顾全局；F-16XL 可以看作是在 F-16基础上全新设计的战斗机，而 F-15E 则是在 F-15 双座教练型基础上小改而成，技术风险和成本比较小；F-16XL 是单发战斗机，可靠性不如双发的 F-15E 战斗轰炸机
F-16XL 的性能参数，注意在挂载 6 枚空空导弹时，最大速度能达到 1.95M
改装和升级
1988 年末，两架 F-16XL 启封并被移交给 NASA，分别获得 849（A-5，75-0749）和 848（A-3，75-0747）的编号。这两架飞机被用于 NASA 的一个空气动力学研究项目，旨在改善持续超音速飞行时的机翼气流流动。
1997 年 NASA 的 F-16 研究机，分别是 F-16XL F-16A AFTI F-16
1989 年 3 月 9 日 F-16XL 1 号机重返蓝天，随后被移交给爱德华兹 AFB 的埃姆斯-代顿飞行研究中心。该机为层流研究进行了改装，在左翼安装了实验性的钛合金翼套，上面布满的数以百万计的微小激光切孔（2,500 孔/平方英寸，总面积 0.46 平方米）。
安装着附面层吸除翼套 F-16XL 1 号机
翼套由罗克韦尔国际公司北美飞机设计，可主动吸除机翼表面的湍流附面层。湍流附面层会增加阻力和耗油率，影响飞机性能。湍流附面层被吸除后，机翼表面形成层流附面层，可以大大降低阻力。NASA 的层流研究可追溯到 1926 年，当时 NASA 的前身国家航空咨询委员会（NACA）就在弗吉尼亚州兰利研究中心的风洞中拍摄到了湍流附面层，喷入风动气流的指示烟雾在机翼上表面形成了可见的湍流附面层。
早期对湍流附面层的研究导致了在高速飞机上使用平头铆钉和光滑机身的设计。
1990 年 5 月 3 日 F-16XL 1 号机进行了改装后的首次飞行，试飞员是史蒂夫·以实玛利。1994 年 11 月该机在 NASA/兰利中心参加了高速民用运输机的布局研究试飞，旨在改进起飞性能，降低发动机噪音。为此该机涂上了黑黄相间的醒目涂装（前机身是白色）。1995 年 1 月该机回到爱德华兹AFB，与 NASA 的 SR-71 一起进行了音爆研究，飞行速度 1.25M~1.8M。在这些试飞中，工程师们记录了不同的大气条件是如何影响音爆的。、
与 SR-71 一起研究超音速音爆的 F-16XL 1 号机
双座的 F-16XL（75-0747）2 号机交付 NASA 时安装的是 GE 试制发动机，在进行试飞前需要换发。NASA 从沃斯堡获得了一台 F110-GE-129 发动机，结果大大提高了飞机的性能。在试飞初期，该发动机在军用推力下就意外实现了超音速巡航，最终实现了 6,096 米高度 1.1M 的超音速巡航。F-16XL 2 号机的右翼安装了泡沫和玻璃纤维制造的翼套，对沿超音速翼面前缘流动的气流、噪声环境和压力分布进行研究。左翼安装了新的主动附面层吸除翼套，面积是 1 号机的两倍，翼套测试段由高技术复合材料和多孔钛蒙皮组成，周围是泡沫和玻璃纤维制造的整流外形。
钛合金翼套
翼套的最大厚度为 6.35 厘米，覆盖了机翼面积的 75% 和机翼前缘的 60%，由兰利研究中心、代顿中心、罗克韦尔国际、波音和麦道联合设计。左翼安装翼套后“S”形前缘被拉直，以便能更好地模拟民用运输机的机翼。翼套中间的主动吸除段有数以百万计的激光切孔，面积 0.93 平方米。翼套下方有 20 个腔室，用以控制机翼表面的附面层吸除。翼套与机翼蒙皮间通过常用的环氧树脂粘接，飞机被剥除涂装后，首先在机翼复合表面蒙皮上敷设基层玻璃纤维层，其作用是在拆除翼套时不损伤机翼蒙皮。
正在安装新翼套的 F-16XL 2 号机
试飞中的 2 号机
2009 年 7 月两架 F-16XL 退役。
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：F-16 AFTI
F-16 AFTI，先进战斗机技术集成项目
历史
为了评估使用 DFCS 配合 CCV 翼面对飞机进行的非常规操纵，空军系统司令部的飞行动力实验室赞助了一项被称为先进战斗机技术集成（AFTI）的项目。1978 年 12 月 26 日 GD 被授予一份合同，把第 6 架 FSD F-16A（75-0750）改装成 AFTI 飞机，该机借鉴了 YF-16 CCV（72-1567）上获得的经验。
为了增强 F-16 的雷达性能，1978 年 10 月 GD 使用 F-16A（75-0750）测试了 F-18 的 APG-65 雷达，为此装了一个大鼻子
为了竞争 AFTI 项目，麦道和 GD 都提出了激进的方案，如上图麦道 F-15 的全动外翼段和机腹垂直安定面；GD 的鸭式布局 F-16。但最后还是保守的 GD 传统方案获胜
AFTI 概念图
AFTI F-16 在进气口下方安装了两片来自 YF-16 CCV 的鸭翼，机背上增加了突起的脊背以容纳额外的电子设备。还安装了全权限的三余度 DFCS 和自动机动攻击系统（AMAS）。DFCS 可提供 6 个独立的自由度控制，具有容错功能，所以出现单项故障时不会影响正常运行。如果再出现第二个故障，系统能自动切换到待机模式以保证安全飞行。为了防范因不可预见的故障而导致整个 DFCS 瘫痪，还有一套简单的模拟式备份飞控系统作为备份。
1982 年在爱德华兹 AFB 展出的 F-16/AFTI，突起的突起的脊背和进气口下方的鸭翼是其醒目特征
语音控制互动设备
AFTI F-16 座舱内安装了一个被称为语音控制互动设备（VCID）的不寻常设备，由利尔-西格勒公司制造。该语音控制系统具有 32~256 个单词的词库，可用对 AFTI 的航电进行控制。在 VCID 测试的初期阶段只用简单的单单词语音指令，例如“menu”、“data”、罗盘的方位、数字、音标字母。VCID 只用于例如导航这类的非关键功能控制上。在测试的后期阶段进行了复杂的多单词语音命令的可行性测试。
VCID 的难点不在硬件或软件上，而是该系统只针对一种类型的声音进行了训练，识别率随着语音质量的下降而迅速恶化。只有很少的飞行员能在 5g 以上的机动中说话（GD 曾用离心机进行过研究，只发现一名飞行员能在 9g 过载时还能说出指令），并且 F-16 在高 g 机动时座舱噪音水平会迅速超过 120 分贝。总体而言，该项目的研究结果相当喜人，识别率达到了 90%。
AFTI F-16 的座舱，三个 MFD
头盔目标指示瞄准器
AFTI F-16 测试的另一项技术就是头盔目标指示瞄准器。与传统的使用油门杆的光标控制按钮来指定目标不同，AFTI 的飞行员只需看向目标，并把护目镜上直径 12.7mm 的准星对准目标，然后按下指定按钮就可以锁定目标，与光标控制方式相比最大限度简化了动作。同时 FLIR 和雷达自动随动于头部。
AFTI 的座舱内设置了一个磁场来确定飞行员头部的相对位置，飞行员头部正后方安装了一个磁场发射机，头盔上安装了一个 0.113 千克的接收器。此外头盔目标指示瞄准器还能为飞行员指示目标方位，通过 4 个 LED（上下左右）来告知飞行员要向哪个方向转动头部。
AFTI F-16 的头盔目标指示瞄准器，外形有点像现在的 JHMCS
AFTI 项目
第一阶段
1982 年 7 月 10 日 AFTI 在沃斯堡首飞，试飞员是 GD 的亚历克斯·V·沃尔夫。在德州卡斯维尔 AFB 结束了工厂试飞后该机被移交给爱德华兹 AFB 开始了为期两年共 275 架次的试飞。第一阶段的试飞主要致力于评估 DFCS 并演示直接平移机动的能力。第一阶段试飞于 1983 年 7 月 30 日结束。
第一阶段试飞中的 AFTI
AFTI F-16 第 50 次试飞留念
第二阶段
1984 年 AFTI 开始了第二阶段试飞，最初在翼根安装的是 FLIR 模型，后来换成真家伙。该机还安装了 F-16C 的标准航电以及 AMAS。第二阶段试飞一直持续到 1987 年，AMAS 可使 AFTI 在所有 3 轴以固定迎角进行平移飞行，机鼻可以指向偏离飞行方向最大 6 度的方位。
第二阶段试飞时，在 AFTI 翼根两侧安装了 FLIR 模型
DFCS 给予飞行员更大的自由度进行机动飞行中，通过机鼻指向、直接力平移以及其他非常规手段实现非常规飞行。该机还测试评估了各种单座座舱布局和系统。飞行员试用了各种平视显示和下视显示系统，交互式语音指挥系统，语音合成告警，触摸显示器。该机还试用了空军微型计算机图形应用和交互式通信计划（MAGIC）的产品，该计划致力于研究在三轴态势显示上所用的图案格式。
1987 年 9 月 F-16 AFTI 团队获得了空军协会 1987 年西奥多·冯·卡曼奖——对科学和工程领域中的最杰出成就进行的表彰。
先进研究项目
近距空中支援研究
在接下来的几年里，AFTI 被用于 CAS 任务的研究，其中一些由 NASA 实施。这些研究用于支援拟议中的 A-16 或未来 CAS/BAI 飞机。AFTI 的鸭翼被拆除，并在翼根和机鼻上方的转球中安装了红外传感器。AFTI 稍后升级了 Block 25 F-16C 的机翼和 Block 40 F-16C 的 APG-68 雷达和 LANTIRN 接口。在 1988~1991 年间进行了 5 个阶段的试飞，测试了诸如自动目标数据交接系统这样的低空战场遮断技术（目标数据可从地面站或其他飞机传送到 AFTI），以及“铺路便士”激光指示吊舱，离轴武器发射技术，各种数字式系统。AFTI F-16 还被用于 Talon Sword Bravo 项目，1994 年 5 月 19 日该机首次试射 HARM 导弹，演示了用于压制敌防空火力（SEAD）任务的技术：攻击飞机如何从卫星接收支援飞机的传感器数据，然后对选定的辐射源发起攻击。
CAS 试飞中的 AFTI，拆除了鸭翼，翼根和机鼻上方安装了红外传感器，涂装也由双色迷彩改为“埃及 I”
进气口下方还可以挂载 LANTIRN 吊舱
GPWS 和 GCAS 项目
USAF 一直想降低“可控飞行撞地”（CFIT）事故率，CFIT 是军用飞机坠毁的主要原因之一，他们开始研究先进防撞系统。70 年代地面迫近警告系统（GPWS）的引入是一个重大进步，大大降低了 CFIT 事故率。
地面防撞系统（GCAS）的最后一道防线是确定飞行员在被警告后仍然对撞地危险没有做出反应，系统就自动改出。AFTI F-16 被用于 GCAS 的技术发展和演示研究，经过了十年的研究证明了该技术的可行性。
正在进行 Auto-GCAS 试飞的 AFTI
AFTI 的先进或自动地面防撞系统（Auto-GCAS）依赖于数字地形数据库和精确的导航输入。该系统比 GPWS 的单纯警告更进一步，可以通过 F-16 的自动驾驶仪进行主动改出。通过雷达高度表的时间关系数据曲线，GCAS 可通过数字地形数据库来确定飞机的位置，当然也可以使用 GPS 或 INS 采集数据。GCAS 的算法结合了来自数字地形数据库的数据和飞机目前的飞行参数，然后制定改出航线并通过自动驾驶仪进行躲避机动。躲避机动是一个 5g 的滚转-机翼改平动作。在 AFTI 测试中，GCAS 只在最小预计离地高度在 15~45 米时才被激活。实际上最小离地高度可设定为任何值，通常选在 45 米，低空扫射时选在 15 米，预留出合理缓冲的高度。
1995 年 AFTI 进行了超过 1,000 次的自动改出测试。1996 年 11 月 AFTI F-16 测试通过确定合适的激活高度确立了 Auto-GCAS 的预警标准，因为曾发生过由于系统触发过于敏感而影响正常飞行的事。
1997 年 1 月 USAF 启动了“把 AFTI 的软件引入生产型硬件”的项目，1998 年一架生产型 Block 25 F-16D 完成了 Auto-GCAS 的测试。
2000 年 AFTI F-16 被 USAF 用于全电操纵的“Power-by-Wire”技术试飞，不再依靠机械或液压装置操纵翼面。2001 年 2 月1 1 日该机进入美国空军博物馆保存
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：F-16VISTA/MATV/NF-16D
F-16 VISTA / MATV / NF-16D，变稳测试机，多轴推力矢量
历史
MATV 项目的起源
F-16 多轴推力矢量（MATV）项目起源于 GE/GD 联合投资的一个“战隼”推力矢量研究项目。USAF 起初并不支持该项目，所以两家公司找到以色列空军一起合作，后者对自己的 F-16 使用推力矢量技术抱有高度的兴趣。
根据协议条款，以色列空军向两家美国公司提供两架 F-16D 用于改装和试飞。但是 1991 年 USAF 莱特实验室对该项目产生了兴趣，并扮演了积极的角色。1992 年以色列退出该项目。
VISTA 项目
1988 年 GD 获得一份合同，研制变稳飞行模拟测试机（VISTA）。莱特实验室借给 GD 一架 Block 30 F-16D（86-0048）用于改装。分包商 Calspan 公司为该机安装了中置操纵杆并集成了变稳飞行所需的计算机，GD 为该机安装了推力矢量喷管。VISTA F-16D 在 1992 年飞行了 5 个架次后，因项目缺乏资金被以可飞状态封存，期间并没有把推力矢量应用在变稳飞行中。
在完成了 MATV 和 PW 发动机试飞任务后，NF-16D 现在又改回了最初的变稳飞行模拟测试机，用于培训美国空军的试飞员
VISTA F-16D 编号被改为 NF-16D，“N”代表特殊测试状态，并且飞机经过了无法复原的重大改装。NF-16D 有两个可变感觉操纵杆。
侧杆安装在右侧控制台上，中杆安装在飞行员两腿间的矮支座上，为此不得不拆除前上方的控制面板，因为 VISTA 是研究机而不是战斗机，所以这些损失是可以被接收的。两个操纵杆既可以测力方式也可以位移方式操纵。
双操纵杆座舱
NF-16D 的脊背中安装了 3 台 Rolm 公司的“鹰”计算机提供变稳功能，使该机在不改变飞机构型及状态的情况下，能大范围地改变飞机的系统特性，从而实现空中模拟其它飞机特性的功能。计算机系统监视飞行员的操纵输入并通过变稳系统（VSS）控制飞机的操纵翼面进行相应的偏转。VSS 可以对称或非对称地控制平尾、襟副翼的偏转，还可控制方向舵和油门。不受 VSS 控制的翼面只有前缘襟翼和减速板。
VISTA 改装还包括换装重型起落架和大容量液压泵，以及 VSS 所需的布线。
MATV 项目
1993 年 7 月开始了 MATV 项目的试飞，为此 NF-16D 的中置操纵杆和变稳计算机被暂时拆除。7 月初该机在沃斯堡完成了 6 次功能性试飞后于 7 月 15 日转场至爱德华兹 AFB，30 日进行了首次推力矢量飞行。MATV 项目研究了在 6,096 米高度以上的矢量推力飞行，1994 年 3 月该项目结束后 NF-16D 又安装上了变稳计算机。1995 年 1 月该机回到沃斯堡，随后被还给 USAF 莱特-帕特森 AFB。MATV 项目共完成了 95 次任务 130 个飞行小时。
F-16/MATV 改装示意图
该项目的目标包括：演示推力矢量在近距离空战中的战术应用，以及在飞行中集成推力矢量控制。该机演示了高达 86 度的稳定迎角，瞬时迎角可高达 180 度。换句话说，就是飞机可以在短时间内逆向飞行。在机头迅速指向威胁方面，推力矢量也带来了巨大的优势，整个过程更迅速且避免了操纵飞机剧烈机动的风险。但是在真实空战中使用大迎角机动只能在最后一搏，此时飞机处于低能量状态，非常脆弱。
F-16/MATV 尾部装有抗尾旋伞
F-16/MATV 在进行可控”眼镜蛇“机动
AVEN
VISTA 的核心是轴对称矢量喷管（AVEN），取代了该机 F110-GE-100 发动机的原喷管。AVEN 通过喷管的偏流部分使超音速喷流改变方向来实现推力矢量，这样可避免压力波动传导入发动机内部导致压气机失速。尾喷管偏流片成环形排列成一圈，通过以 120 度间隔布置的 3 个液压动作器控制偏转，动作器拥有独立的动力单元。
F-16/MATV 的多轴推力矢量喷管
喷管可向任何角度偏转 17 度，产生的轴向和侧向推力通过喷管传导到发动机。AVEN 的优势是可安装在任何具有 F110 发动机和 DFCS 的 F-16 上。
尾喷管的 3 个动作器受控于矢量电子控制（VEC）单元，该单元改进自 F110-GE-129 的全权限数字发动机控制系统。为了平衡 AVEN 喷管、尾旋该出伞和其他硬件所增加的重量，该机的进气口硬点上安装了 318 千克的配重，以保证重心处于 38% 平均气动弦长前，避免推力矢量系统失效后飞机进入深失速。除此之外还有一项保险措施，就是尾部安装的尾旋该出伞，万一进入深度失速后可放伞改出。
F-16/MATV 尾部细节
多向推力矢量项目
NF-16D 还准备安装测试 PW 的多向推力矢量喷管和俯仰/偏航平衡梁式喷管（P/YBBN）构型的 F100-PW-229 发动机。喷管和发动机都是 PW 研制生产的，具有双重冗余故障安全驱动系统。轴对称喷管具有 360 度推力矢量功能，最大偏转角度 20 度，适用于任何型号的 F100 发动机。
安装了 F100-PW-229 发动机的 NF-16D，但最终没有安装 P/YBBN 喷管
原计划 NF-16D 在 1997 年开始为期 6 个月的 PW 推力矢量喷管试飞。但是 PW 推力矢量项目后来被取消。
多向推力矢量喷管和俯仰/偏航平衡梁式喷管（P/YBBN）
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：F-16 GCAS
F-16 GCAS，地面防撞系统
1998 年一架生产型 Block 25 F-16D 进行了自动地面防撞系统（Auto-GCAS）的测试。该系统证明了使用先进的计算机技术可以显著降低可控飞行撞地（CFIT）的事故率。90 年代初 USAF 平均每年要因 CFIT 损失 4~5 架飞机，而瑞典空军同期的 CFIT 事故率是美国的两倍。GCAS 系统现在可以扭转这种局面了。
用于 Auto-GCAS 试飞的 F-16D Block 25 83-1176
在 AFTI 项目中，USAF、洛马、NASA和瑞典空军联合完成了 Auto-GCAS 的测试，1998 年秋 USAF 改装了一架 Block 25 F-16D。在 25 次试飞中该机进行了超过 350 次的规避测试，例如向地面和山体侧面俯冲。该项目由两个主要目标：
·演示 Auto-GCAS 可以显著降低因飞行员空间定位障碍、丧失态势感知、高过载意识丧失（G-LOC）、不放起落架着陆所造成的事故。
·发现任何 Auto-GCAS 可能妨碍飞行员正常战术任务表现之处。
一次 1 小时演示飞行表明该系统已基本实现以上两个目标，虽然还未足够成熟到能安装在生产型战斗机上，但也已经完成了 95%。
Auto-GCAS 系统可在飞机碰撞前自动拉起飞机
Auto-GCAS 系统的发展历程
2000 年前后，美国空军开发了“预测性防撞地系统”（PGCAS）。该系统为基于音频告警的手动系统。即便如此，CFIT 仍然是 USAF 战斗机坠毁的主要原因，约占战斗机失事数的 25%。如果按照目前的事故率，美国国防部估计，如果为所有的 F-35 都配备 Auto-GCAS 系统，将可能挽救约 70 架 F-35，价值 84 亿美元。如果从整体来说，在未来 25 年，能够挽救 280 架飞机以及 250 名飞行员的生命，总价值约 127 亿美元。
全新的 Auto-GCAS 系统是基于 PGCAS 系统发展而成的，于 1998 年进行试飞，当时预计 2000 年开始进入 USAF 服役。然而当时 PGCAS 尚未完全结束研发，仍在发展更为先进的型号，由于配备 Auto-GCAS 需要 F-16 采用昂贵的新型飞控系统，加之当时 F-16 的任务也逐步转向在中等高度投放精确制导武器，因此很多人都认为配备更先进的防碰撞系统毫无必要。然而从事后统计来看，这样的决定无疑是不明智的，并由此导致了巨大的损失。据美国国防安全监督委员会统计，2000~2009 年，共有 16 架战斗机在原本可以避免的飞行事故中坠毁，造成 13 名飞行员丧生。在 16 架飞机中，15 架装有 PGCAS 系统，而如果当时就配备了类似 Auto-GCAS 的防撞地系统，那么这些事故都是可以避免的。
PGCAS 不能防止由于飞行员迷失方位、遭遇高过载意识丧失（G-LOC）或任务饱和等情况而发生的事故。手动告警系统的问题在于依赖飞行员的人工操作。F-16 就配备了 5 种手动预警系统，但是飞行员有的时候因为讨厌的告警声而对系统警告置之不理。因此，升级系统不能再依靠飞行员对系统报警的人工响应能力，要具备在飞行员不能做出反应的情况下自动执行防碰撞机动的能力。
为响应国防部长办公厅要求减小飞行事故率的要求，新的国防安全监督委员会授命航空安全改进特别特遣队负责降低飞行事故率，目标是将飞行事故率降低 75%。特遣队组建安全技术工作组，并建议采用“自动碰撞规避技术”，美国空军空中作战司令部随后在该计划下启动“飞行员危险降低”项目，完成 Auto-ACAS 系统的研制和试验，为将该系统装备在 F-22 和 F-35 上铺平道路。为 Auto-ACAS 项目研制经费将持续到 2012 年，第三阶段将包括把防撞地系统和空中防撞系统集成到一个 Auto-CAS 系统中，但目前该阶段经费还没有落实。
为实施“飞行员危险降低”项目，空军研究实验室 2007 年成立综合试验组。试验组成员包括洛马、空军飞行试验中心和代顿飞行研究中心。其中代顿飞行研究中心自 2008 年底开始负责 Auto-GCAS 系统的试飞工作；洛马负责 Auto-GCAS 的系统设计、软件开发、系统整合、模拟试验以及 F-16 试验平台（Block 50 F-16D）的改装；空军飞行试验中心则承担工程、试验场、飞行员测试等方面的工作，同时需要建造一个机动任务控制室。
F-16D Block 50 90-0840 在进行 Auto-GCAS 试飞
据洛马 Auto-GCAS 计划项目经理艾德·格里芬透露，在 2000 年时要使 F-16 配备 Auto-GCAS 这样的系统，必须要先花费 5 亿美元改造美国空军 F-16 机群的航电硬件。现在 F-16 的数据传输组件已经在其它改进项目中得到了更新，因此系统可以直接安装在 F-16 上，相对而言效费比更好。
洛马还将负责对数据传输组件的软件进行改动，将防碰撞算法和数字地形高程数据库装入数据传输组件。改动还包括为 DFCS 增加自动防撞地机动控制规则以及系统完整性检测程序。同时为了与数据传输组件和飞行控制计算机可靠连接，飞机的模块化任务计算机也需要进行相应的改进。
决定自动防撞地系统性能的关键还在于数字地形高程数据库的数据精度。在该项目之初，代顿飞行试验中心防碰撞计划项目组首先对各类现有高程数据库的数据精度进行评估，通过对飞行试验地域相对高程的测量，他们发现对于同一地点，现有各个高程数据库的数据存在着显著差异。但幸运的是，他们最终得到了美国航天飞机在 2000 年执行雷达地形学任务时获得的高精度数字地形数据，其分辨率和数据精度都达到自动防撞地系统的要求。
在正式试验前，项目组将数字地形高程数据装入模拟系统，进行了试飞地区模拟飞行试验。自动防撞地系统的飞行试验开始于 2009 年 3 月，最初的 3 次飞行试验为飞行试验的 Block A 阶段．旨在测试机载设备及测试仪表。Block B 阶段开始于 2009 年 5 月．共进行了 16 次飞行试验，旨在检验 Auto-GCAS 系统的初始设计，查找系统存在的缺陷。随后的 Block C/D 阶段开始于 2009 年末，这两个阶段将全面评估系统性能。这之后，整个计划将转交给美国空军 F-16 办公室，Auto-GCAS 系统随后在爱德华兹空军基地进行研发性试飞和作战飞行试验，主要是进行一系列的低空飞行演示。由于作战飞行试验试飞员对于目前的战术飞行的了解更为深入，因此他们对于系统性能及其设备操作界面的意见更具有参考价值。
前空军上校、现任国防安全监督委员会高级飞行安全分析员威尔金斯表示，美国空军最终批准拨款为 Block 40 F-16 及其后批次安装 Auto-GCAS．还计划在 F-22 和 F-35 上加装这一系统。美国空军计划在 2014 年投入使用装有”自动防撞地系统”的 F-16 战斗机．2015 年装备 F-22，F-35 的装备时间定于 2015~2016 年。
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：F-16 LOAN/F-16ES/F-16 SFW/F-16X
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。
“蝰蛇”的秘密（四 实验型）——洛克希德F-16“战隼”战斗机：各种奇怪的型号
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
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