F-16选用了边条翼，空战襟翼、翼身融合体、放宽静稳定度、电传操纵和高过载座舱等新技术来提高飞机的空战性能。为了降低成本，该机的许多部件都可以左右互换，包括平尾、襟副翼、80%的主起落架组件，以及许多驱动机构。
机身
F-16的结构材料80.6%是传统铝合金、7.6%是合金钢、2.8%是复合材料、1.5%是钛合金、7.5%是其他材料，60%的结构件使用合金板材制造。为了降低成本，F-16在设计上尽量减少特殊材料的使用。
机身分为3个主要部分制造——前段、中段和后段。同样是为了降低成本，机身采用了由隔框和纵梁组成的常规结构，前部工艺分离面在座舱后方，后部分离面在垂尾前方。F-16采用半硬壳式结构，机身外形短粗，采用翼身融合体形式与机翼连接，使机身与机翼圆滑地结合在一起，从而减小了阻力，提高了升阻比，增加了刚度，增加机身容积9%，并使机体减重258千克，也对减小雷达反射面积很有好处。
F-16机身表面材料占比
F-16的各模块化组件
F-16采用悬臂式中单翼，平面几何形状为切角三角形。前缘后掠角40度。展弦比约为3.0，相对厚度约为4%，基本翼型是NACA64A-204。早期的风洞测试显示该机需要前缘襟翼来增加大迎角时的方向稳定性并提高升力。前缘机动襟翼和后缘襟副翼的偏转速度可达35度/秒，按照当前的气动要求来改变机翼弯度。前缘襟翼在提高了大迎角状态下的方向稳定性并维持了升力，降低了抖振，这个增升设备允许F-16采用了短翼展的小型机翼，从而减重222千克。
F-16前后缘襟翼在不同情况下的偏转
但是前缘襟翼驱动机构安装位置仅有3.81厘米深的空间，所以该组件的设计成为了巨大的挑战。1982年春由于前缘襟翼驱动机构失效，导致几起F-16在飞行前缘襟翼上偏的事故。美国空军停飞了所有飞行时间超过200小时的F-16，检查发现前缘襟翼驱动机构中负责定位部件已经过度磨损，有超过40架飞机需要维修。
F-16的前缘襟翼故障
F-16的切尖三角形机翼效率很高，前缘襟翼可随迎角和马赫数的变化而自动偏转以改变机翼弯度，使飞机在大迎角时仍保持有效的升力。机翼后缘内侧是单片式襟副翼，融合了襟翼和副翼的功能，它既可作为一般襟翼来增加升力，又可左右差动进行横向操纵，在起降时可下偏20度。
F-16的机翼翼根与机身上表面融为一体，翼身融合可以增加机内空间，从而增加内油容量。实际上F-16正常起飞重量的31%是燃料重量，保证了“战隼”的航程。此外逐渐增厚的翼根也使机翼的强度比传统设计高。
机翼前缘根部与前机身两侧的边条平滑地融为一体，在大迎角状态下边条拉出涡流，维持了流经机翼内侧上表面附面层的能量，推迟了翼根的失速并维持了方向稳定性。涡流的能量也使前机身产生升力，降低了尾翼的配平阻力。通过保持内翼上表面附面层的高能量，边条也允许减小翼面积，这大约节省了227千克的重量。机翼内部结构由5根翼梁和11根翼肋组成，上下安装有使用单片铝合金车削制造的整体板蒙皮。
F-16的机翼结构
尾翼
在设计阶段的早期，通用动力考虑了单垂尾和双垂尾布局，风洞试验显示前缘边条涡流可加强方向稳定性，但采用双垂尾时这种形状的边条却会降低高迎角时的稳定性。于是通用动力得出结论——高度足够的单垂尾可以达成满意的效果，双垂尾 反而会大大增加研制风险。
F-16的单垂尾较高，安定面大，后缘是全翼展的方向舵，大迎角时安定性好。垂尾采用铝合金制造的多梁和多肋结构，碳纤维复合材料蒙皮，垂尾根部前缘的背鳍使用玻璃纤维制造。机身下方的两片面积较大的腹鳍采用玻璃纤维制造，腹鳍间还有钢板制造的紧急拦阻钩。
F-16的单垂尾
腹鳍之间的紧急拦阻钩
翼根翼身融合体向后延伸形成尾撑，全动平尾安装在尾撑末端两侧。尾撑末端是可上下张开的减速板，最大张开角度上下各60度。平尾平面几何外形与机翼类似，下反角25度，由碳纤维复合材料的 蒙皮、铝蜂窝夹芯、钛合金的梁及钢制的前缘组成。
F-16的平尾与减速板
进气口
F-16采用固定几何形状的腹部进气口，被称为正激波进气口（NSI），上唇装有附面层隔板，与机身连接处有固定的附面层排放坡道。从Block 30开始安装F110发动机的F-16采用模块化通用进气道（MCID），提高了空气流量。F-16的进气口和前起落架舱一起是模块式结构，便于以后的改进和升级。为了提高进气道的刚性，进气口内安装了一根支撑柱。固定式进气口为跨音速格斗而优化，使F-16的最大速度被限制在了2马赫之下。采用固定式进气口比采用可调式进气口节约重量180千克。
NSI与MCID进气口
腹部进气布局可在广泛的飞行条件和机动中实现最小的进气干扰，并可避免吸入机炮的烟雾。F-16前机身扁平的下表面在各种机动中都能对气流起到理顺和预压缩作用，将发动机进气的迎角突然变化降至最低。例如在飞机迎角25度时，进气口的本地气流迎角仅有10度，而相比之下此时两侧进气道本地迎角已达35度。进气口下唇距地面仅0.97米高，但在实际使用因跑道异物导致的发动机外来物损伤（FOD）发生率很低。
F-16在地面时进气口形成的涡流
起落架
由于F-16的机翼很薄无法容纳起落架组件，所以主起落架舱被布置在机腹。F-16的主起落架采用四连杆机构，由主撑杆、斜撑杆、油气减震器、动作筒组成。主起落架在放下姿态时呈三角架状态，收起位置时机轮向前，收纳入主起落架支承接头连接框前面的起落架舱内。在收起过程中，机轮绕起落架支柱旋转一定角度，使机轮平贴在舱内，所有主承力杆也都折叠在同一平面内，达到规则地占有最小空间这一目的。
F-16的主起落架
前起落架舱就布置在进气口下方，起落架向后收的同时机轮旋转90度平躺在起落架舱中。
F-16的前起落架
座舱盖
F-16A/C的座舱为单人空调座舱，F-16B/D为串列式双座舱。F-16采用了无风挡无隔框的气泡式座舱盖，使F-16飞行员有着其它战斗机无法比拟的全向视野。座舱盖使用单块聚碳酸酯材料制造，可使驾驶员的上半球视野达360度，一侧至另一侧为260度，前后为195度，侧下方为40度，前下方为15度。
座舱盖的光学性能很好，曲面具有最小的光学畸变。座舱盖的玻璃厚度为1.27厘米，可抵御1.8千克的鸟类648.2千米/时（350节）速度的撞击。即使大型鸟类撞破了座舱盖，坚固的HUD也能起到保护飞行员的作用。传统风挡的取消意味着整体座舱盖玻璃的厚度都要与前部抵御鸟撞的区域相同，这大大增加了重量。整体座舱盖的另一个缺点就是飞行员弹射时必须先抛盖，因为对于穿盖弹射来说玻璃太厚了。
进行F1轮胎冲击测试的F-16座舱盖
座舱盖内侧覆盖有金色镀膜以消散雷达波能量，降低雷达截面积（特别是前向）。冗余安全锁能防止座舱盖被误开。座舱盖通常电动马达开闭，但也有手动曲柄作为备份。对金色座舱盖内侧的金属膜有几种说法，一是镀了一层美国PPG工业公司的氧化铟锡膜，厚度为400Å；二是在座舱内侧直接用蒸镀法镀上一层金；三是贴上一层金属膜。第一种说法比较可信。这层镀膜对1GHz范围内的雷达波有效，使雷达波在进入座舱前就散射掉。由于金属的屏蔽作用，还可以保护座舱内的航空电子设备免受电磁干扰。
弹射座椅
F-16采用麦道的先进概念弹射座椅（ACE II），这种火箭动力的弹射座椅安装有矢量推力俯仰控制系统，可零-零弹射，最高弹射高度15240米，最大弹射速度1111.2千米/时。座椅后倾30度，并提高脚蹬位置，可使飞行员在短时间的抗过载能力达到8-9g。但座椅的30度后倾角是否实用至今仍存在争议，由于头部缺乏支撑，F-16飞行员的颈椎病发病率较高，且在高g机动中飞行员很难转动头部来检查尾部空情。甚至有人开玩笑说，F-16已经设计好了才发现弹射座椅的导引架太长了，最简单的调整就是将座椅后倾30度，这样不用做大幅度的机身结构修改。
F-16的ACE II弹射座椅
操纵杆
座舱内传统的中置操纵杆被安装在右侧控制台上的侧置操纵杆所取代，左撇子飞行员使用起来也毫无困难。首架YF-16安装的是固定式测力操纵杆，通过测量飞行员施加的力量来判断所需的俯仰和滚转速率。生产型F-16的操纵杆增加了少许人工“感觉”，可向后移动4.76毫米，左右各2.38毫米。由于在负g状态下的飞行员往往会大力推杆，所以侧杆仅可向前移动0.25毫米。
侧杆是F-16座舱的一大特色
双座型两个座舱内装有全套操纵装置、显示装置、仪表、电子设备及救生系统，可供训练及作战使用。后座布置与前座基本相同，具有所有的系统操纵功能。
飞控
F-16在总体布局上采用了随控布局中的“放宽静稳定度”技术。与常规布局相比，机翼向前移动了40.6厘米，从而使气动力中心前移，在速度为M0.9时静稳定度略为负值，而在速度为1.2马赫时为8%。
YF-16是世界上第一架在设计上采取空气动力学不稳定的飞机，重心位于全机空气动力中心的后方，在飞行时会有机头向上的倾向，而不是如大部分传统飞机一样向下。水平飞行时需要由平尾上偏而非下偏，因此平尾产生的是正升力。由于平尾与机翼都是产生正向升力，机翼面积、重量、以及阻力也就减少。飞机时刻是保持在俯仰轴失控的边缘，这种倾向会被线传飞控系统检查并校正，校正的频率快到飞行员或外部观察者无法感知到。
F-16A/B安装了全 线传（FBW）飞控系统，取代了传统的带有连接机构和管线的液压机械装置。该系统为四通道模拟系统，由于F-16的研制年代较早，所以A/B型没有安装航天飞机和F/A-18“大黄蜂”采用的四余度数字系统。FBW系统使F-16的重心在升力中心之后也能安全飞行，这就是先天的静不稳定性，使飞机具有高度敏感的操纵响应，并在高g机动中具有较小的平尾偏转量。放宽静稳定度可以允许采用较小的平尾，因为改变飞机姿态所需的控制力较小。F-16第一种敢于取消机械备份，完全相信全电FBW系统的机型。
在AFTI/F-16的三余度数字系统试验成功后，通用动力有了信心来淘汰早期“战隼”上使用的模拟式FBW系统，从Block 25开始采用了四余度数字式FBW系统。
AFTI/F-16
油箱
F-16机身内部共有7个油箱，分别是2个前机身油箱、1个后机身油箱、2个左右机翼油箱、1个前机身蓄油油箱、1个后机身蓄油油箱。F-16A/C单座型内油容量3974升，F-16B/D双座型内油3194升，F-16在满内油的状态下仍可做9g机动。此外F-16的机翼内侧挂架和机腹挂架都可以挂载副油箱，其中机翼副油箱分为两种，一种是1400升（370加仑）副油箱，一种是2271升（600加仑）副油箱，机腹椭圆形副油箱为1136升（300加仑）。
F-16的翼下600加仑大型副油箱
以色列IMI公司研制的2271升副油箱可使F-16的转场航程增加40%，作战半径增加25%。Block 50/52+及F-16E/F、F-16I可在机背安装一对1703升（450加仑）的保形油箱。保形油箱的设计思想是在保持或不大改变飞机整体流线型（保形）的气动布局的前提下，紧贴机体安装，使油箱与机翼或机身的表面相切，从而减小飞行阻力和雷达反射面积。保形油箱几乎不影响飞机的机动性、操纵性、过载限制和机体设计，而且保形油箱也不影响飞机的日常维护和检修。此外，采用保形油箱还有一个好处，就是可以腾出机翼下面的挂点，使飞机可以携带更多的武器弹药。
F-16的保形油箱
Block 52+机身上的保形油箱安装点
F-16的保形油箱可以大幅增加飞机的航程和滞空时间。和原来的Block 30/32 F-16相比，安装保形油箱的Block 52+在操纵品质上毫不逊色，飞行员驾驶其它批次F-16的许多经验对新机仍然适用，在携带保形油箱的情况下仍可做出9g的大过载机动。
F-16在机背安装有硬管式控制加油接口，覆盖有可下陷的铰链式舱盖。F-16发动机启动后，机身内部前后两个小型蓄油油箱通过主燃油阀直接向发动机供油。4个内部油箱分为两组，分别是前/右和左后，两组油箱的燃油系统分别向各自的蓄油油箱供油。机腹副油箱同时向左右机翼油箱供油，机翼副油箱向各自的机翼油箱供油，直到副油箱燃油耗尽。不过在进行空中加油作业期间，副油箱停止向内部油箱供油。
F-16的油箱间主要通过重力和虹吸作用传输燃油，当然也有燃油泵来辅助供油。燃油流量分配器（FFA）用于调整两组油箱的供油量，以避免飞机左右不平衡，以及重心的前后偏移。如果FFA（属于液压系统的一部分）出故障的话，F-16就会因燃油分部不平衡而导致重心失衡。
F-16的燃油系统简图
