Облет первого опытного образца самолета был осуществлен 2.02.1974 г., а второго -9.05.1974 г. На первом опытном образце уже 11 марта на высоте 12100 м была достигнута скорость, в два раза превышающая скорость звука. До конца 1974 г. проводились сопоставительные испытания опытных образцов YF-16 и YF-17, в результате которых в январе 1975 г. самолет YF-16 был подготовлен к серийному производству. 9.04.1975 г. был заключен контракт на строительство шести предсерийных самолетов F-16A и двух самолетов F-16B. ВВС США заказали 1388 самолетов. В октябре 1976 г. поступил заказ на 160 самолетов от Ирана (аннулированный в 1979 г.), а в 1978 г.-на 75 самолетов от Израиля. Облет первого предсерийного самолета F-16A состоялся 8.12.1976 г., F-16B-8.08.1977 г., а серийного F-16A-7.08. 1978 г.
Во второй половине 1975 г. самолет F-16 стал объектом так называемого контракта столетия, победив в соперничестве с западноевропейскими самолетами «Мираж» F.1E и «Вигген». Несколько государств-членов НАТО 7.07.1975 г. выбрали F-16 в качестве преемника самолета F-104G и предварительно заказали 348 самолетов (116-Бельгия, 58-Дания, 102-Голландия и 72-Норвегия). В этой ситуации (в соответствии с западноевропейской концепцией многоцелевого самолета) фирма приступила к созданию на базе F-16 модификации истребителя-бомбардировщика F-16E. В 1977 г. самолет был приспособлен для транспортировки ядерного оружия и было начато лицензионное производство. Первый самолет, выпущенный бельгийской фирмой SABCA, был облетан 11.12.1978 г.
Разработка и строительство двух опытных образцов стоили около 38 млн. долл. В 1980 г. единичная цена самолета составила (с учетом инфляции) 6,7-8 млн. долл. В процессе опытно- конструкторских работ были проведены аэродинамические испытания моделей 78 конфигураций. На это было затрачено 3700 ч, из которых 2500 ч заняли испытания при околозвуковых скоростях с целью улучшения характеристик маневренности при больших углах атаки. В результате проведенных исследований был разработан усовершенствованный вариант самолета YF-16CCV. Он был облетан 24.03.1976 г. и отличался от своего прототипа использованием переднего управляемого оперения, необходимого для осуществления плоскопараллельного полета (перемещение вверх-вниз без изменения угла атаки и вбок без виража). Плоскости дополнительного оперения расположены в носовой части фюзеляжа и включены в состав системы активного управления.
Рис. 2.178. Двухместная учебно-боевая модификация F-16B.
Высокие летно-технические характеристики (особенно в диапазоне 0,6-1,2 M и на высотах до 7000 м) удалось получить посредством облегчения конструкции самолета (в основном за счет применения композиционных материалов и миниатюризации оборудования), высокой тяговооруженности и автоматически управляемой механизации крыла. По скороподъемности и разгонным характеристикам F-16 превосходит другие самолеты этого класса, в частности «Мираж» F.l, F-104 и «Вигген» J37, и обладает в 1,5-2 раза меньшим радиусом разворота. Отклоненное назад кресло пилота вместе с высокопрочной конструкцией планера позволяют осуществлять маневры с перегрузкой до 9. Учебные бои F-16 с самолетами Т-38, F-100, F-104 и F-105 показали его превосходство в различных ситуациях, а в боях с F-15 самолет показал сходные характеристики.
Описание самолета. F-16 представляет собой моноплан классической схемы со среднерасположенным многолонжеронным крылом, состоящим из двух частей: основной (трапецеидальной формы с прямолинейной передней кромкой) и центропланной части с удлиненным наплывом, имеющим криволинейную переднюю кромку. Применение наплыва (исследовано ~ 50 различных конфигураций) и плавного сочленения крыла и фюзеляжа с плоской нижней частью позволило создать несущую поверхность с небольшим удлинением, которая может эффективно работать на углах атаки, превышающих критический для основной трапециевидной части крыла. Это вместе с механизацией крыла обеспечивает устойчивость и управляемость самолета при углах атаки до ~ 30°. Максимальный коэффициент подъемной силы при этом составляет ~ 1,9. Увеличение за счет наплыва несущей поверхности на 10% позволяет увеличить подъемную силу при высокой полетной скорости на 50%. Выполненные из профилей NACA 64А-204 основные трапециевидные части крыла имеют угол стреловидности передней кромки 40° и прямую заднюю кромку. Механизация крыла состоит из носовых щитков (вдоль всего размаха) и зависающих элеронов, занимающих около 2/3 размаха консолей. Носовые щитки с хордой, составляющей 30% концевой и 18% корневой хорды крыла, и зависающие элероны (первые отклоняются на 25°, а вторые-на 20°) при взлете и посадке управляются вручную, а во время полета – автоматически, обеспечивая изменение кривизны профиля крыла в зависимости от числа Маха и угла атаки.