A finales de los sesenta y principios de los setenta fue incrementándose la inquietud de que la generación de nuevos cazas desarrollados para reemplazar al F-4 Phantom II, como el Grumman F-14 Tomcat y el McDonnel Douglas F-15 (que volaron por primera vez el 21 diciembre de 1970 y el 27 de julio de 1972, respectivamente), no constituían la mejor respuesta costo-eficiencia para contrarrestar el aplastante numero y calidad de los MIG.

Así, empezó a hacerse necesario disponer de cazas ligeros y mas baratos, aviones diseñados específicamente para el cometido de superioridad aérea diurna. Los eventuales protagonista de este cambio en el avión de caza serian el General Dynamics F-16 para la USAF, y el MCdonnel Douglas F/A-18 para la USNavy.

Curiosamente, el F/A-18 no se origino en la McDonnell Douglas Corporation (MDC) de San Luis, sino en la Northrop de Hawthorne, Califonia, esta era una empresa altamente diversificada, pero su reputación de posguerra se debía básicamente a la fabricación de los entrenadores y cazas T-38 y F-5, respectivamente ligeros y baratos, que incorporaban tecnología avanzada para conseguir unas prestaciones que difícilmente podrían aparentar debido a su reducido tamaño. Dado que los periodos de gestación suelen ser de unos 15 años , desde el diseño preliminar hasta alcanzar la capacidad inicial operacional, todos los fabricantes de aviones inician los preliminares del avión de segunda generación antes que entre en servicio el de la primera. A mediados de los sesenta, Northop comenzó estudios sobre un avión mucho mayor que los F-5.

Dos Northrop, antecesores directos del MCDONNELL DOUGLAS F/A Hornet.

El nuevo proyecto empezó a perfilarse en 1966, con la adopción del ala en implantación alta y las tomas de aire situadas bastante adelante, en los costados del fuselaje. La idea de Northrop implicaba la adopción de una ala con aflechamiento moderado (máximo de 30 a 35 grados en el borde de ataque), ya que mayor flecha producía la perdida en bordes marginales y menor efectividad de los alerones.

Un ala recta también contribuía a minimizar los movimientos de cabeceo cuando se lanzaban cargas externas, puesto que cabia la posibilidad de situar los soportes en la línea con el centro de gravedad del avión.

Se decidió adoptar dos motores por motivos de seguridad y debido a su menor longitud aumento la capacidad de combustible delante de los compresores. El amplio fuselaje resultante facilito la instalación de un tren de aterrizaje de vía ancha que mejoraba la estabilidad en el suelo.

Paralelamente a los trabajos de diseño se prosiguieron estudios encaminados a mejorar las prestaciones de los componentes de la familia F-5, de los que se extrajeron algunas conclusiones interesantes cuando se profundizo en el tema de la "regla de aérea". Para suavizar las variaciones en la sección transversal a lo largo del fuselaje del F-15 Northrop incremento el ángulo de aflechamiento del borde de ataque de la sección interior alar, produciendo lo que se ha dado a conocer como LEX (extensión del borde de ataque).

Al nuevo diseño de caza de 1967 se le aplico el mismo sistema LEX, pero a una escala mucho mayor, dado que el avión desarrollaba proporcionalmente mucho mas empuje, y podía por tanto absorber la penalización en resistencia sin sustentación del área adicional bañada. En este sentido resulto natural que las tomas de aire se reinstalaran detrás del LEX, de modo que este pudiese emplearse como guía del aire hacia las tomas, en configuraciones de vuelo a elevados ángulos de ataque.

En 1968 se agrando el LEX, y en lugar de un único empenaje vertical se colocan dos, situados mas adelante para incrementar la sección transversal entre el ala y los estabilizadores. Durante los años siguientes se reformo la planta del LEX y se le añadió un cierto alabeo, hasta conseguir una adición de un 50 por ciento en sustentación compensada y el mantenimiento de la efectividad de los alerones hasta un 10 o un 15 por ciento superior a elevados ángulos de ataque.Se le agrando la cola, las tomas de aire se situaron mas atrás y se modifico ligeramente la configuración del fuselaje, con lo que resulto el diseño P-600 de caza ligero.

A principios de los sesenta, la USAF estaba en condiciones de financiar experimentalmente tecnología con destino a un caza ligero. Se trataba claramente de un fuerte argumento a favor del empleo del motor Pratt & Whitney F100 de unos 11340 kg de empuje, el mismo que utilizaba el F-15.. Sin embargo, movida por su predilección con el bimotor, Northrop animo a General Electric para que desarrollara el YJ101, un motor mas pequeño y mas simple de unos 6800 kg de empuje, pero cuyo coste era aproximadamente la mitad de un F100.

En abril de 1972, la USAF pidió dos prototipos del Northrop YF-17 con motor YJ-101, derivados del proyecto P-600, para ser evaluados junto con dos General Dynamics YF-16. El primer YF-17 efectúo su vuelo inicial el 9 de junio de 1974, y el segundo el 21 de agosto. Las previsiones originales especificaban doce meses de pruebas de vuelo en la base de Edwards, California, pero la USAF altero de repente su línea respecto al caza ligero y la cambio por un concurso para la realización de un caza de combate aéreo.

El YF-16 estaba mas cerca de un avión de serie que el aparato de Northrop, y además contaba con la ventaja de emplear el mismo motor que el F-15, por lo que en enero de 1975 se adjudico el concurso al YF-16. Al mismo tiempo el YF-16 se revelo como un caza maniobrable y versátil, que incorporaba importantes avances tecnológicos.

La US Navy decidió que el F-16 elegido por la USAF no podía ser transformado en un caza naval de combate aéreo sin la introducción de modificaciones sustanciales que harían imposible la utilización conjunta. En mayo de 1975 se anuncio que el avión definitivo seria un derivado del YF-17, designado F/A-18 en su cometido de caza interdictor con destino a la US NAVY y el Marine Corps. El contratista principal seria la MDC y la Northrop el principal sucontrastista, esta ultima desarrollaria el 30 por ciento de la célula y construiría el 40 por ciento de la misma. En la posible versión terrestre del F-18, se invertirían los papeles y Northrop se convertia en la contratista principal.

En el proceso de producción del F/A-18, a partir del YF-17, se doto al avión de un ala mayor para reducir la velocidad de aproximación al buque, mayor capacidad interna de combustible (que en total alcanzaba los 4962 kg), la célula reforzada para soportar las cargas de catapultage y apontaje y soprtes exteriores para 8160 kilogramos, nuevo tren de aterrizaje, aviónica todo tiempo en una proa alargada, plegado alar, sonda retráctil de reabastecimiento de combustible en vuelo, así como disposición para llevar misiles de alcance medio AIM-7 Sparrow.

Se hizo necesario dotar al avión de un tren de aterrizaje, ya que las tomas sobre portaviones son mucho mas exigibles que sobre tierra firme, las ruedas principales estaban en una posición mas atrasadas para evitar que la cola del avión pudiese golpear la cubierta si durante el aterrizaje el buque cabeceaba fuertemente.

F/A -18 DEL FFA-125 se aprecian los contornos de la extencion del borde de ataque, que mezcla dos curvas basicas, la primera produce vortice que mejora la estabilidad direccional, mientras que la atrasada crea un sistema de vortice en el extrados alar a fin de  mejorar la sustentacion

El desarrollo se complico cuando la US NAVY pidió que loa AIM-7 fuesen implantados en el fuselaje, apra que estos pudiesen instalarse en el avión incluso cuando se hallaba con las alas plegadas. Los AIM-9 Sidewinder se dispusieron en las puntas alares, pero podían se acoplados fácilmente cuando se desplegaban las alas, dado que se peso era escaso, 90 kg. La situación de los AIM-7 en el fuselaje condujo a un complejo mecanismo de retracción que, junto con el sistema de catapultaje, se transformo en un tren de aterrizaje extremadamente pesado.