В середине 1950-х гг. компания Northrop начала на собственные средства проектирование легкого истребителя с высокими летными характеристиками, обозначив его N-156. Этот проект должен был открыть семейство самолетов, включая сверхзвуковой тренировочный N-156T. Три опытных образца YT-38 заказаны в декабре 1956 г.. а в июне 1958 г. их число было увеличено до шести. Первый из них совершил полет 10 апреля 1959 г. Два опытных самолета оснащались двумя бесфорсажными ТРД Дженерал Электрик YJ85-GE-1 тягой 953 кг, но остальные четыре имели двигатели YJ85-GE-5 тягой 1633 кг с форсажной камерой. Испытания с последними двигателями привели к первоначальному контракту на самолет T-38A Talon, первый из которых поступил в эксплуатацию 17 марта 1961 г.

Сверхзвуковой тренировочный самолет для базовой подготовки с двухместной кабиной для инструктора и ученика, оборудованной тандемными катапультируемыми креслами и имеющии полностью автоматическую систему управления, показал высочайший уровень надежности. Когда в начале 1972 г. производство закончилось, всего было построено 1187 машин, в основном использовавшихся для тренировки летчиков. Единственным зарубежным клиентом стала Португалия. которая получила в 1977 и 1981 г. две партии из шести оснащенных ракетами «Сайдуиндер» бывших самолетов ВВС США для замены истребителей F-86 «Сейбр» и использовала их, кроме прямого назначения, и в качестве учебно-тренировочных.

НАСА также приобрело несколько самолетов, используя их как тренировочные для подготовки астронавтов. Два самолета T-38A Talon получили обозначение AT-38A и NT-38A после их переделывания для оценки в качестве учебного штурмовика и опытно-экспериментального самолета соответственно. Четыре машины ВВС США T-38 Talon были переделаны в летающие пункты управления беспилотными мишенями и обозначались как DT-38A. Вариант AT-38B был легковооруженным самолетом, использовавшимся для вводной подготовки летчиков-истребителей. Около 700 этих машин продолжали эксплуатироваться в 1992 г.

Самолёт T-38 «Talon» представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с прямым трапециевидным крылом относительной толщины 4,8% и положительным углом стреловидности передней кромки 24°. Задняя кромка имеет небольшую отрицательную стреловидность. Коэффициент сужения крыла более 2. Крыло-моноблок оснащено элеронами и щелевыми закрылками, отклоняемыми электроприводом в диапазоне 0-44° и блокируемыми в произвольном положении. Удлиненный фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей. Контур его плоской нижней части образован тремя дугами. Плоская форма фюзеляжа во взаимодействии с крылом способствует созданию подъемной силы. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования и кабина экипажа с местами друг за другом. Трехсекционный фонарь кабины состоит из открываемой вверх-вперед передней и вверх-назад средней и задней частей. В центральной части фюзеляжа располагаются топливные баки и два двигателя, расположенные рядом в горизонтальной плоскости. Небольшая длина двигателей позволила применить скошенную линию разъема центральной и хвостовой частей фюзеляжа. На хвостовой части установлен лишь управляемый стабилизатор.

Классическое вертикальное оперение с небольшим рулем направления и дефлектором на конце киля крепится с помощью двух узлов к силовым шпангоутам центральной части фюзеляжа. На нижней поверхности этой части фюзеляжа размещены два тормозных щитка, которые могут отклоняться с помощью гидропривода в диапазоне 0-50°. В системе управления использованы бустеры и автоматы загрузки командных рычагов, работающие в зависимости от скорости полета и угла отклонения ручки управления и педалей. Передаточное отношение от органов управления к рулям меняется в зависимости от положения шасси. В канале тангажа применен демпфер низкочастотных продольных апериодических и периодических колебаний. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, а главные - в крыло, вдоль размаха. При этом стойки убираются в консоли крыла, а колеса - в нижнюю часть фюзеляжа. Самолёт T-38 «Talon» не имеет вооружения.

Первые два опытных образца были оснащены двумя турбореактивными двигателями YJ58-GE-1 фирмы «General Electric» с форсажными камерами. На последующих опытных экземплярах и серийных самолётах устанавливались двигатели J85-GE-5 тягой 11,12 кН (1134 кГ) без форсирования и 17,12 кН (1746 кГ) с форсированием. Воздухозаборники – боковые, дозвуковые, нерегулируемые, с выдвинутой вперед верхней кромкой. Каждый из двух топливных баков, расположенных в центральной части фюзеляжа, питает, как правило, свой двигатель, однако при необходимости имеется возможность подсоединения любого бака к любому двигателю. Система питания обеспечивает работу двигателей при пикировании или «горке» под углом 90°, в планирующем полете с углом скольжения до 25°, а также, с некоторыми ограничениями, в перевернутом полете.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Экипаж, чел. 2
Максимальная скорость на высоте 11 км, км/ч 1381
Максимальная дальность полета, км 1759
Практический потолок, м 16335
Масса, кг:
максимальная взлетная 5485
пустого самолета 3250
Габариты самолета, м:
размах крыла 7,7
длина 14,14
высота 3,92
Двигатель: ТРД General Electric J85-GE-5A, кгс 2 по 1746