美国空军和北欧四国空军的 F-16 的混合编队
通用动力的 F-16 是少见的革命性设计：翼身融合体、放宽气动静稳定性、线控操纵、颌下进气道、气泡式座舱盖、倾斜式座椅、侧杆操纵。这些技术对后来的战斗机设计的影响太大了，以至于今天要找一架 F-16 之后问世而不受 F-16 任何影响的战斗机难之又难。
早期战斗机设计中，飞机的各个部分泾渭分明，机身就是机身，机翼就是机翼。机翼和机身的连接一般要么在机身顶部，要么在机身底部。在机身顶部叫上单翼，在机身底部叫下单翼。上单翼的飞机的机身“吊”在机翼下，机身的重量起到重锤或单摆的作用，所以上单翼的飞机在横滚方向上过于稳定，为了增加灵活性，一般机翼下反一点，以中和一点过稳定性。所以早期飞机和用于新飞行学员的轻型飞机常用平直的上单翼，以回避横滚稳定性的问题。上单翼飞机容易在翼下吊挂武器，对于运输机来说，也容易在翼下吊挂发动机。上单翼飞机的两侧机翼和机身的上表面是连贯的，对产生升力的上表面气流的干扰最小。下单翼飞机的机身“坐”在机翼上，这个头重脚轻的姿势有自然的横滚不稳定倾向，需要机翼有一定的上反来增加横滚的稳定性。中单翼是自然稳定的，需要横滚的时候，也是最灵活的。但是早期飞机很少有用中单翼的，因为中单翼的翼盒穿过机身，给机身强度带来很大影响，很少有人愿意冒这个风险。随着技术的进步，机身强度不再是问题，中单翼的优点可以利用起来了。上单翼机翼上表面连贯的优点，则可以通过把机身和中单翼机翼的连接处圆滑地填平补齐来近似地实现，这是翼身融合体的初衷。翼身融合体也增加机身有效容积，这增加了机内的载油量。翼身融合体还增加翼根厚度，改善翼身结合部的结构连接条件，可以用较轻、较简单的结构实现所需的结构强度，减轻重量和制造成本。平顺的翼身结合部也改善了气流分布，减小阻力，甚至对隐身有一定改善，实在是一举多得。
英法合作的美洲豹攻击机，这是典型的下反上单翼布局，除了气动上的理由，主要是便于在翼下挂弹
F-4 鬼怪式是下单翼，但是只在外翼段上反，除了气动上的原因外，F-4 采取下单翼是为了缩短起落架的长度，否则，为上舰而加强的起落架将很重
F-16 的中单翼和翼身融合体显而易见
早先的飞机都是气动稳定的，也就是重心永远在升力中心的前面。这样，在飞行时，如果受到气流扰动而导致机头上仰，机翼的迎角增加，升力增加，升力作用在机体的升力中心上，以重心为支点，使机头回压。如果气流扰动使机头下俯，机翼的迎角减小，升力下降，升力作用在机体的升力中心上，以重心为支点，使机头回仰。重心和升力中心要有一点间距，但不要太远。为了补偿重心领先升力中心的这点力矩，飞机在飞行中需要压平尾来配平，这导致配平阻力。显然，理想情况下，重心只是稍微领先升力中心一点，这样只需要最小的配平力矩，导致最小的配平阻力。但是空气是可压缩的，随着速度的增加，升力中心向后移动。这样，在低速时合适的重心和升力中心的间距，到高速时就变得相当大，需要大大增加配平力矩，严重增加配平阻力。放宽气动静稳定性后，重心和气动升力中心可以按中速巡航条件设计，这样，用较小的配平力矩就可以满足最常用的中速飞行需要，大大减小了巡航阻力。但是放宽静稳定性后，低速时升力中心可以跑到重心前面来，气动不稳定。这可以用快速自动调节平尾来控制飞行姿态。速度升高后，升力中心后移，又是气动稳定的了，没有问题。问题在于，没有计算机控制的线控操纵，放宽气动静稳定性不可能实现，单靠飞行员手忙脚乱地调整气动控制面，还没有飞出不稳定区就早已经颠三倒四了。F-16 是第一个在量产型飞机上实现放宽气动静不稳定性的，尽管早期的 F-16 还是模拟线控。线控操纵在 F-16 之前就有了，加拿大的流产的 Avro Arrow 就是线控操纵的。但早期的线控操纵只是把机械连杆操纵信号用电线传送，F-16 首次在线控中增加了 stability augmentation 的功能，也就是对飞行员的控制动作加以“过滤”，将飞行动作局限在不超过飞行稳定性或机体强度极限的范围，达到“无忧虑”操纵。
F-16 的机腹进气道是又一个神来之笔。战斗机爬高时，先是机头上仰，但机体运动方向依然向前，像昂首怒立而前行的眼镜蛇一样，然后才过渡到向上爬升。战斗机的高速水平盘旋也不是靠垂尾转舵，而是先横滚，机身基本侧倾到很大的角度，再拉大仰角（angle of attack，AOA），作水平“爬升”，达成盘旋。所以战斗机的高仰角性能对机动性至关重要。问题是，高仰角时，气流和进气道成一个角度，弄不好，发动机就要“断气”熄火。整个 F-16 就像围绕着发动机设计的一样，座舱只是在发动机前上方的延伸体，而这个延伸体在高仰角时把前方气流“兜”住了，理顺了，机腹进气道刚好一口吞进去，发动机前端气流分布相对均匀，气就顺多了，发动机性能也好多了。机腹进气道不光起整流压缩作用，还缩短进气道长度，减小进气压力损失，还减轻结构重量。在 F-16 的研制中，曾对进气口到底能后退到哪里做过很多研究。从气动和发动机性能来说，进气口的位置还可以再往后退，但是前起落架已经不能再往后退了，否则要影响起落是的稳定性。然而进气口再往后退，前起落架就只能安装在前机身的座舱下，这样一来，起飞、着陆时，前起落架的轮子容易将地面杂物容易卷进进气道，造成危险。所以最后进气口的位置与其说是由气动设计和发动机性能的，不如说是有前起落架的位置决定的。
F-16 的机头对进气道起整流作用，尤其在大迎角的情况下
早期 F-16 的进气口稍小（左图），F-16C/D Block 30 开始，F-16 既可以装普惠的 F100 发动机，也可以装通用电气的 F110 发动机。装用 F110 的 F-16 的进气口要大一点（右图）。Block 40 开始，统统采用“大嘴巴”进气口。F110 采用 B-1 轰炸机的 F101 发动机的核心发动机，比 F100 在技术上要先进一点，推力要大一点，但问世晚了一点。美国空军在后期的 F-16 上在两种发动机之间按价格竞选，于是普惠和通用电气打了一场“发动机大战”（The Great Engine War），对美国战斗机发动机的发展好处甚大