Экспериментальный истребитель Northrop YF-17 «Cobra» наряду с YF-16 был вторым проектом, допущенным к заключительному этапу конкурса на разработку лёгкого боевого самолёта. К созданию YF-17 «Cobra» с первоначальным фирменным обозначением P.530, измененным впоследствии на P.600 «Cobra», фирма «Northrop» приступила в мае 1966 г. После заключения контракта (14.04.1972 г.) на строительство двух опытных образцов проект был переработан в соответствии с уточненными требованиями ВВС США. К строительству опытных образцов фирма приступила в начале 1973 г. Первый из них был показан публично в апреле 1974 г. Первый полёт первого YF-17 состоялся 9 июня 1974 г., второго - 21 августа 1974 г.

К моменту практического завершения испытаний 20 декабря 1974 г. два опытных самолёта Northrop YF-17 «Cobra» совершили 268 полетов общей продолжительностью 324 ч. После проведения в 1975 г. сопоставительных испытаний опытных образцов YF-17 и YF-16 было принято решение запустить в серийное производство самолёт YF-16. Тогда фирма использовала опытные образцы YF-17 для разработки (совместно с «Макдоннел-Дуглас») самолета F-18, которым можно было бы дополнить более дорогой и тяжелый истребитель ВМС США F-14A, находящийся на вооружении, а также для модернизации последнего. Разработка и строительство двух опытных образцов YF-17 обошлись в 39 млн. долл.

Но работы по YF-17 не были свернуты. Весной 1974 г. министерство обороны США одобрило предложение флота об исследовании нового дешевого легкого многоцелевого истребителя VFAX в дополнение к поступившему на вооружение тяжелому палубному истребителю F-14 (в соответствии с принятой концепцией смешанного парка истребителей) . В августе этого же года конгресс отменил программу VFAX и рекомендовал вместо полностью нового самолета изучить варианты самолетов YF-16 и YF-17. Фирма Northrop предложила на основе YF-17 проект самолёта P.630, но 2 мая 1975 г. ВМС отдали предпочтение палубному самолёту NACF (Navy Air Combat Fighter - истребитель флота для воздушного боя), проект которого был представлен также на основе YF-17 совместно фирмой Макдоннелл-Дуглас (имевшей в отличие от Northrop большой опыт проектирования палубных самолётов и выступившей в качестве основного подрядчика) и фирмой Northrop. О начале рабочего проектирования самолёта NACF было объявлено 22 января 1976 г., первый полёт опытного самолёта состоялся 18 ноября 1978 г.

Экспериментальный истребитель Northrop YF-17 «Cobra» выполнен по классической схеме моноплана со среднерасположенным трапециевидным многолонжеронным крылом удлинения 3,5. Крыло установлено с отрицательным углом поперечного V, равным 5°, и имеет прямолинейные передние и задние кромки, углы стреловидности которых равны соответственно +20 и -5°. В корневой части крыло сопрягается с удлиненным наплывом, имеющим криволинейную переднюю кромку и большие углы стреловидности и установки. У наплывов крыла предусмотрены прифюзеляжные щели размером 1,8 M 0,1 м, расположенные в корневых сечениях и предназначенные для улучшения работы воздухозаборников при углах атаки до 60°. Использование наплывов позволило увеличить подъемную силу и угловую скорость установившегося разворота, а также улучшить поперечную устойчивость самолета. Крыло оборудовано носовыми щитками (хорда щитка составляет ~ 20% хорды крыла) по всему размаху, щелевыми выдвижными закрылками значительной хорды и большого размаха, а также небольшими элеронами. Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, работающих на малых скоростях полета (при сверхзвуковых скоростях они блокируются в нейтральном положении), управляемого дифференциального стабилизатора и двухки- левого вертикального оперения, размещенного перед стабилизатором из соображений правила площадей. Кили с небольшими рулями направления установлены с углом развала ~ 30°. Для повышения эффективности управления на малых скоростях полета используются все подвижные поверхности, в том числе носовые щитки и закрылки, которые отклоняются автоматически в зависимости от числа Маха, мгновенной массы самолета и угла атаки, обеспечивая требуемую подъемную силу.

Фюзеляж самолёта YF-17 «Cobra» состоит из трех частей. В носовой части находятся приборный отсек, кабина экипажа, боевой отсек с размещенной в нем пушкой, ниша уборки передней стойки шасси и передний топливный бак. В носовой части фюзеляжа имеется дестабилизатор, выполненный в виде полосы, опоясывающей (в горизонтальной плоскости) носовой обтекатель радиолокационной станции. Кабина с двухсекционным открываемым вверх-назад фонарем оснащена катапультируемым сиденьем класса 0-0, направляющие которого наклонены под углом 18°. В центральной части фюзеляжа располагаются главный топливный бак, ниши уборки главных стоек шасси и воздушные каналы двигателей. Выполненная в виде двух двигательных гондол задняя часть фюзеляжа имеет сверху тормозной щиток. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами. Передняя стойка убирается вперед, задние - назад. 71% массы планера составляют детали из сплавов алюминия, 10% - из стали, 10% - из композитов, 7% - из сплавов титана и 2% - из других материалов.

На самолёте YF-17 «Cobra» установлены два турбовентиляторных двигателя YJ101-GE-100 фирмы «Дженерал электрик» тягой на форсаже 66,72 кН (6804 кГ) каждый. Воздухозаборники боковые, подкрыльные, нерегулируемые. Топливная система имеет оборудование для дозаправки в полете. Стационарное вооружение самолёта составляет пушка М61А1 «Вулкан» калибра 20 мм. На самолёте имеются семь узлов внешних подвесок (в том числе замки на концевых частях крыла для ракет «Сайдуиндер»).

Тактико-технические характеристики Northrop YF-17 «Cobra»
Размах крыла, м 10,67
Длина, м 17,07
Высота, м 4,42
Площадь несущей поверхности, м2  32,5
Нормальная взлетная масса, кг 10430
Емкость внутренних топливных баков, кг 4770
Номинальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2  321
Номинальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 0,79
Максимальное число Маха 2,0
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2120
Максимальная скорость у земли, км/ч 1150
Максимальная крейсерская скорость, км/ч 1700
Практический потолок, м 20000
Максимальная дальность (перегоночная), км 4816
Радиус действия, км 927
Взлетная дистанция (при нормальной массе), м 305
Посадочная дистанция (при нормальной массе), м 610