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可变翼方案），LFAX…8（LFAX…4 的固定翼方案），LFAX…9（双发上单翼方案）和 LFAX…10（和苏联米格…25 外形相似的方案）。1967 年，兰利中心发布了它们的研究成果，即LFAX…8。
1968年，美国国防部正式要求 NASA 参与 F…15 发展计划。促使国防部做出这个决定的关键人物是约翰？佛斯特博士，当时他正担任国防部研究工程局总监。佛斯特认为，首先 NASA 提出的飞机方案使得F…15 采用的先进技术更加具体化，同时可以作为厂家方案的技术上限；其次 NASA 及其解决问题的专业意见，有助于最大限度的减小 F…15 发展过程中的风险和问题。此后，NASA 的 4 个方案被进一步深入研究。合作期间，各厂商设计团队相继访问 NASA，针对其各个构型的优点、缺点以及技术成熟程度进行不断改进。最终，LFAX…4 方案被格鲁门公司采用，成为海军 F…14“雄猫”战斗机的基础。而 LFAX…8 方案，则给麦？道公司设计团队留下了深刻印象，他们的设计方案选择了以 LFAX…8 为基础。事实上，这个方案已经具有后来 F…15 的部分特征了。这些特征包括：缩短动力组件长度以减轻重量；发动机安装位置前移以便平衡；采用水平调节斜板的发动机进气道，以便在大迎角下获得良好的进气性能；平尾安装在远远向后伸出的尾撑上，以获得更好的安定性和控制能力；发动机间距和整流罩经过优化设计，以减小亚音速巡航阻力。不过，麦。道设计团队也对该方案进行了修改。由于空军更加强调高亚音速机动性，麦。道的方案中机翼采用了前缘锥形扭转设计。而为了安装大型雷达天线（NASA 的方案中机头整流罩太小），麦。道综合考虑之后决定采用大型机头整流罩？？尽管 NASA 为此警告说，这种整流罩会增大飞机超音速阻力。
1968年9月30日，经过长期争论之后，空军终于发布详细的 F…X 方案需求（RFP）。RFP 指出新型战斗机应该具有低翼载、高推重比，在 M0。9 速度附近具有良好的机动性能；装备脉冲多普勒雷达，具有下视下射能力；足够的转场航程，可以无需空中加油自行部署到欧洲基地；最大马赫数要求达到 M2。5（不过，这一条要求只在理论上达到过：由于代价高昂以及复杂性，F…X/F…15 在挂弹后最大 M 数被限制在 M1。78）；单座构型；最大空战起飞重量要求不超过 18；144 公斤；以及其它一些和疲劳寿命、维护性、可视性、自启动能力等相关的要求。
1968年10月24日空军将 F…X 定名为 ZF…15A。
1968年12 月30日，空军 F…15 系统计划办公室（SPO）已经收到麦克唐纳？道格拉斯、北美？洛克韦尔和费尔柴尔德？共和三家公司的投标方案，标价均为 1；540 万美元。
这三种方案并没有显著不同，只是北美和费尔柴尔德的方案均采用单垂尾设计。其中后者得到来自长岛的国会议员的大力支持？？因为该方案如果中标将在长岛生产。经过详尽的评估之后，1969 年 12 月 23 日，美国空军系统司令部（AFSC）宣布麦克唐纳。道格拉斯所提出的设计方案在 F…15 计划竞争中获胜，成为该计划主承包商。
1970 年1 月1 日，F…15 发展合同（合同号 F33657…70…C…0300）正式生效，麦。道开始进入全尺寸研制阶段。初始合同要求生产 20 架飞机用于工程发展，其中包括 10 架试验型 F…15A（生产序列号 71…0280/0289）和 2 架 TF…15A（后改称 F…15B）双座教练型（71…0290/0291），还有 8 架全尺寸发展型 FSD 飞机，全部是 F…15A（72…0113/0120）。由于麦。道曾经研制过“鬼怪”战斗机，F…15 早期研制工作于其中获益良多。乔治？格拉夫被任命为设计小组负责人，负责工程研制工作。项目经理唐？马文则负责处理组织工作的实际问题，并确保项目进度。
1971 年4 月8日，F…15 评审工作最终完成。1972年6 月26日，第一架原型机 YF…15A（71…0280，代号 F…1）出厂。整个项目进展速度快得令人吃惊。当然，这一切很大程度上要归功于早期的大量预研工作。
1972 年7 月27日，麦？道首席试飞员欧文？L？保罗斯驾驶 YF…15 F…1 号机从爱德华兹空军基地起飞，开始这只“雏鹰”的首次飞行。此次飞行持续时间50分钟，最大飞行高度3；658 米，最大空速250节。此后，9架单座原型机（F…2/10）和 2 架双座原型机（TF…1/2）相继试飞。自此 F…15 长达30 余年的辉煌历史拉开了序幕。
＇编辑本段＇设计特点
F…15采用的大型气泡式座舱盖
视界
为了提供良好的视界，，整体式风挡，座椅位置也安排得较高，飞行员几乎 1/3 个身子露在机身外，使得飞行员具有上半球 360 度环视视界，正前方下视角达到 15°，相当出色。
机身
F…15 机身为全金属半硬壳式结构，分为三段。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金。中段与机翼相连，前三个框为铝合金结构，后三个为钛合金结构。后段为发动机舱，全钛合金结构。
进气道外侧有凸出的整流罩，从机翼根部前缘向前延伸，大迎角下可以产生涡流，推迟机翼失速和提高尾翼效率，相当于边条翼，但由于整流罩前缘半径较大，具有较大吸力，气流不易分离，其效果不如边条翼好。整流罩结构经过机翼向后延伸，形成尾部支撑桁架（尾撑）结构，除了提供尾翼安装空间外，大迎角下还能产生一定的低头力矩，改善飞机的大迎角性能。
单块式减速板位于机身背部，最大开度 35 度，可以在任何速度下打开，并不会改变飞机的俯仰姿态。
F…15 的机尾采用双发小间距布局，减小了飞机阻力。
机翼
F…15 采用的机翼方案为：切尖三角翼，无前后缘机动襟翼，采用前缘固定锥形扭转设计。前缘后掠45 度，机翼相对厚度为6％/3％（翼根/翼尖），展弦比为3，根梢比为5，翼面积56。48 平方米，下反角1°，安装角0°。机翼上仅有后缘高升力襟翼和副翼共4个操纵面。
F…15 采用切尖三角翼翼形的原因是三角翼在改善机翼结构、增大机内容积方面有较大优势，同时可以使飞机在跨音速区的阻力增加变得更加平缓，飞机跨音速时焦点移动量也较小，减小了配平阻力。
为了改善飞机亚音速性能，F…15 采用了前缘固定锥形扭转设计，而没有采用当时已经得到普遍应用的前缘机动襟翼？？这种设计主要是从重量、制造工艺和系统复杂性方面考虑的。
机翼采用高达 3 的展弦比，配合较小的根梢比，有利于推迟翼尖分离，明显减小了机翼诱导阻力；同时较大的展弦比提高了机翼升力线斜率，改善了机翼升力特性。这和能量机动理论中减阻增升的要求是一致的。当然，展弦比增大，超音速零升阻力系数也增大，增大了跨/超音速的波阻。这个缺点，则利用强大的发动机推力和其它方面的设计来弥补。
机翼结构为多梁抗扭盒型破损安全结构，前梁为铝合金，后三梁为钛合金。内侧整体油箱的下蒙皮采用钛合金壁板，其余为铝合金机加工整体壁板。机翼前后缘、襟翼、副翼均为全铝蜂窝夹层结构。机翼的破损安全结构，配合承力蒙皮，只要有一根翼梁仍然完好，就可以支持飞机继续飞行，大大提高了飞机的生存能力。
尾翼
垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角 37°，外倾 2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证 F…15 可以有效的进行大迎角机动。
F…15 的平尾为大后掠全动式低平尾设计，前缘后掠角 50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。
F…15 垂直安定面和平尾都是全金属蜂窝夹层结构。两者的抗扭盒为钛合金结构，蒙皮则是全厚度铝夹芯和硼纤维层合板构成的蜂窝壁板，前后缘为全铝蜂窝结构。方向舵梁肋为碳纤维复合材料，蒙皮则由硼纤维层合板和铝夹芯构成。平尾和方向舵均可以左右互换。
发动机
正在测试的F100…PW…100发动机
发动机是 F…15 的另一个关键。普拉特。惠特尼研制的 F100…PW…100 发动机加力推力高达 11；340 公斤，为 F…15 的优越性能提供了坚实的基础。这是一种轴流式涡扇发动机，涵道比 0。7，双轴 3 级风扇＋10 级高压压气机＋2 级涡轮。该发动机设计相当先进，推重比 7。8，可以左