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
