До начала разработки самолета было рассмотрено в течение трех лет более 500 проектов с привлечением в разное время почти всех авиакосмических фирм США.
В декабре 1967 г. ВВС США выдали фирмам McDonnell Douglas и General Dynamics контракты сроком на шесть месяцев для определения, должен ли самолет быть одно- или двухместным, с крылом фиксированным или изменяемой в пол-ете стреловидности. Окончательное решение было принято на основе этого исследования. Были рассмотрены также схемы СКВП, в основном для оценки возможности использования двигателей, разрабатывавшихся фирмами Rolls-Royce и Continental. В 1968 г. стало ясно, что новый истребитель ВВС США, получивший обозначение F-15, для сохранения превосходства над существовавшими и разрабатывавшимися истребителями в условиях ближнего боя и при поражении противника ракетами с большого расстояния, должен иметь небольшой вес. Схема СВВП/КВП в этом случае становилась невыгодной. Для повышения маневренности исследовалась возможность управления вектором тяги, но от нее отказались из-за большого веса 1 сложности такой системы.
Стоимость самолета предполагалась 2-4 млн. долл., причем треть этой суммы приходилась на электронное оборудование. Максимальный взлетный вес должен бьгл составлять 15,9-17,2 г, отношение тяги к весу двигателей 8:1. Самолет должен был иметь простую конструкцию с широким применением новых материалов для уменьшения веса.
Потребность в обслуживающем персонале для F-15 должна быть на 15% меньше, чем для самолета F-4 Phantom, 85% рабочих зон доступны для механиков, стоящих на земле. Возможно снижение времени межполетного обслуживание о 12 мим; двигатель может быть заменен за 30 мин. Если F-4 требует 30—50 чел. ч на 1 ч полета, у F-15 это время может уменьшиться до 12 чел. ч.
