1971 年初，“幼獅”（Kfir）的樣機剛完成試飛計劃，以色列飛機公司就開始考慮發展其後繼機。在以後的近10 年中，公司依靠自己的技術力量和資金，一直堅持這項研究，雖幾經周折，設計方案屢經更改，是終還是促成了以色列政府在1980 年作出自行研製先進戰鬥機的決定，空軍隨之提出了相應的設計指標，並將新機定命為“Lavi”（獅）。
從Lavi 最初設想的提出，到1982 年方案凍結，大致經歷4 個截然不同的階段。儘管以色列政府迫於政治和經濟上的原因於1987 年撤消了Lavi 計劃，但回顧各階段的演進過程，從技術上了解設計人員如何為了適應幾經變化的目標，從眾多矛盾的要求中選擇折衷，從困難條件中另闢蹊徑，得出一個基本上滿足、有的還超過軍方指標的飛機方案，無疑是十分有意義的。
Lavi 單座型想像圖
一波三折
第一階段，開局不順
這一階段的主要工作是要提出一種以遂行空中作戰任務為主的，小尺寸、低成本、輕重量的戰鬥機基本方案。設計人員根據研製”幼獅”的經驗，確定了立足於用渦升力獲取最大升力的基本思想，提出了類似於“幼獅”的固定前翼的近耦鴨式佈局。但進一步的工作因第二次中東戰爭而中斷。
第二階段，“幼師”派生產型首遭否決
該階段工作開始於1974 年，主要工作是將第一階段中斷的佈局設想具體化，首先制訂的基本設計原則是：
1、採用已經“幼獅”驗證的氣動力佈局；2、確定選用當時正為F-15 和F-16 而研製的F100 發動機；3、引入CCV 控制；4、結構設計類似於“幼獅” ，只對後機身略作修改，機翼外形也相同，只是兩翼向外再拉開一些，以增加參照面積；5、裝備先進雷達；6、最大設計過載為9g。
但是最終方案交空軍審定時，空軍認為其性能低於F-16 而給以否決，並表示將直接採購F-16。
第三階段，雙發大尺寸再遭挫折
第二階段的結局使設計人員認識到，要使空軍重新給以支持，必須拿出超過F-16 的高性能方案，為此只有從以下兩方面著手：
1、提高推力，將原有的單發方案改用雙發，並初步選RB-199 和GE-404 為候選發動機；2、改進氣動性能以改善空中瞄準和對地攻擊能力，決定脫開“幼師”的佈局框框，尋求新氣動佈局。
因而進行了不同機翼與進氣道佈局的選型。特別是因選用的發動機都為渦扇型，對進氣道誘發的氣流畸變十分敏感，因而以評定大迎角氣流畸變特性為主要目的進氣道形式的選取，更是重點。設計人員按皮托型，二元型和有可動錐的軸對稱型進氣道形式分別設計不同的全機佈局進行了風洞試驗，以評估各方案的流場畸變特性。進氣道的位置盡可能放在低位置，以減少大迎角時機翼誘發的上洗流的影響。試驗中還進行了各種機翼、前翼和垂尾匹配的鑑定。
經過全面的評估，設計人員確信這種雙發佈局的性能不僅能超過F-16，還能和F-18 競爭。同時認為，要能同時滿足空-空和空-地任務，載運更多的武器和配備更大的航空電子組件，飛機的尺寸必須加大。但到了1979 年秋，因為預算上的原因，這種傾向性意見又被否決。
第四階段，LO-33 方案得賞識
設計人員被迫再次轉向小尺寸的單發佈局。根據前3 個階段的經驗，他們確定了以三角機翼、近耦合全動前翼、腹部進氣、選用GE F404 一級的發動機作為基本佈局，再結台先進飛行控制，航空電子和結構技術來彌補小尺寸的缺點。小尺寸的LO-33 得到了賞識，國防部於1979 年末向政府提出要以這個小尺寸方案為基礎，自行研製戰鬥機以替代採購F-16。兩個月以後，政府批准了這個方案，並責成國防部、空軍和飛機公司組成聯合工作組進行具體設計，空軍也很快地提出了使用要求和設計指標，並將新機定名為Lavi。至此，該計劃才正式納入軌道。
LO-33 三面圖
苛刻的要求
空軍提出要分為單座和雙座型，前者應有中程空-地攻擊和空防能力，後者為教練型。並提出該機的空中機動能力和空戰巡邏性能不低於F-16，外掛和空-地作戰半徑應不低於F-4，除配備空對空，空對地雷達，還應裝載綜台電子設備和具備低可見性，高機動性、高速突防性等高戰場生存能力。
顯然，空軍已將重點從以前的空中纏鬥型轉向了對地攻擊型，要求用一種尺寸不大於F-16 的輕型戰鬥機擔負起類似F-4 這類典型遠程攻擊機的空-地任務，其要求極為苛刻。為此，設計人員排出的設計優先程序為：空對地任務，先進佈局，單雙座的最大通用性，並以LO-33 為基礎，確定了以下設計思想：
1、三角機翼加近耦合前翼。可充分利用在“幼獅”研製中得到的經驗，只是將“幼獅”的固定前翼改成了全動式。2、腹部進氣。這是根據F-16 的設計和使用經驗，在大迎角時流場畸變小，最適合於渦扇發動機。進氣道為簡單皮托型。3、翼-身融合體。除了能減小阻力外，還有明顯的結構上的好處，結構重量輕，還可增加有效機內容積。4、放寬靜穩定度。飛機每放寬靜穩定度1%，最大持續轉彎率的性能就可改善1.5%，而最大瞬時轉彎率和起飛升力係數可改善3~4%。
立足於先進氣動設計
Lavi 要同時滿足最大的瞬時和持續機動性，最好的跨超音速加速性，以及最大軍用功率下的低空突防性。這對一架小尺寸飛機確是一種嚴峻的挑戰，即要取得零升阻力、超音速波阻和跨音速機動升阻比之間最佳折衷。為此設計人員採取了一系列先進氣動設計。
1、高性能機翼。展弦比2.3，前緣後掠角54 °，機翼的三元外形由50個不同剖面構成。2、用飛行控制計算機（FCC）控制的隨動佈局，各操縱面可以按不同的飛行條件和外掛構形編制偏轉程序，使飛機獲得最佳載荷分佈，能在極寬的迎角範圍內都有較好的阻力極曲線。操縱面系統包括全動前翼，高權限機翼前緣襟翼和後緣內外升降襟副翼。3、超音速面積律。根據前翼和機翼的位置，Lavi採用了“雙腰”機身的面積律設計。
Lavi 的主要氣動特性
於細微處見功夫
和F-16、F-18 這些空中優勢戰鬥機不同，Lavi 主要設計點放在了空對地任務上。因而必須優先考慮以下要求：1、能容納包括炸彈、飛彈在內的多種類型外掛；2、有不低於8,400 千克的掛載能力；3、任務半徑大，續航時間長；4、能在全外掛構形下作低空高速突防。
從下面一系列針對空對地要求的設汁中，可看出設計人員如何從細微末節中一點一滴地挖掘小飛機性能潛力的。
製造中的原型機
切尖翼梢和翼梢飛彈
Lavi 的翼梢弦長為1.15 米，它不僅為了能加掛翼梢飛彈，還可減緩機翼外段的氣流分離，改善阻力性能。翼梢飛彈不僅起到端板作用，增加機翼有效展弦比，而且零升阻力的代價也要小於翼下加掛方案，發射後對全機的重心和壓力中心飄移的影響也較小。
小翼展、大後掠和低位置機翼
機翼翼展為8.8 米，是基於外掛佈置的最小尺寸。從最小干擾阻力和安全投放考慮，兩個鄰近外掛間的距離最好取在1.2~1.25 米之間。而大後掠角的前緣也是基於可減小外掛間的阻力，同時更符合面積律要求，跨音速阻力相對較小；至於把機翼放在下位置，利於消除內外掛（通常為大副油箱）與機身的干擾，同時也便於放置起落架。
Lavi 的機翼設計特點
起落架
目前大部分作戰飛機的主起落架要麼放在機身上（F-16，F-18，“幻象”F-1），要麼放在機翼中（“幼獅”，“幻象”2000，F -4，F-5），都需佔用較大的空間，也減少了外掛點的數量。Lavi 設計人員則充分利用了下機翼和翼身融合體的特點，獨具匠心地把起落架設在翼身融合區內，既節省了可用空間，也便於按排更多的外掛點。和“幼獅”相比，翼下掛架從4 個增加到6 個，機身外掛從5 個增加到9 個，總外掛點從9 個增加到15 個，近一倍。
半保形外掛艙
由於起落架位置很巧妙，使機身腹部氣動外形很有利於外掛佈置。設計人員採用了半保形外掛艙，和常規外掛艙相比，阻力可減小40%。由於Lavi 的外掛點多達15 個，因而對全機的重心和壓力中心飄移的影響很大。這就要求有高權限的操縱面和飛行操縱系統，Lavi 的全動前翼完全能滿足最大後重心時的低頭力矩和起飛時的抬頭力矩要求。
PW1120 發動機
先進發動機
LO-33 方案選用的是F404，在Lavi 的設計階段，普惠公司提出了F100 的派生型PW1120。設計人員對兩種發動機的性能和佈局特性進行了仔細地比較，最後選用了PW1120。理由是：
1、PW1120 的推力（919 千牛）大於F404（716 千牛）。因而可增加飛機的起飛重量，即可增加最大外掛量和採用更大的航空電子組件。2、裝PW1120 的總體佈局可使機翼面積和展長略有增加，有利於加掛更重和更大的外掛，特別在外機翼掛點上。3、PW1120 可使機身更長些，這有利於半保形掛架艙的設置。4、PW1120 的核心機為F100，可以得到較高的軍用功率推力和突防速度。
兩種發動機的機身長度比較
設計人員還曾評估過兩側進氣和雙垂尾佈局的總體方案。前者雖然更有利於外掛，但進氣道內流場較差和重量代價大而被排除。後者確實顯示了更好的大迎角方向穩定性，但因結構改動大，風險性也大，所以也被放棄了。
Lavi 雙座原型機首次公開的情景
Lavi 項目耗資數十億美元，以色列政府甚至還融資以完成該戰機研發生產，其過低的成本效益也造成一些政治壓力，最終導致無法在國際市場與美國戰鬥機出口競爭而取消量產。 只有兩個獅式原型機仍然存在，陳列在以色列空軍（IAF）博物館和IAI公司本-古里安國際機場的設施門前。
雖然獅式項目被取消，但是其發展過程是一個重要的機會，推動了以色列航空工業的發展，而且許多飛機子系統和組件的發展由以色列航空太空工業繼續延續至今，很多在國際武器市場作為獨立的系統或戰機升級套件出售，擴展了以色列的出口。儘管專案取消，投資在其專案有顯著的成果和技術知識的積累，以色列1988年首次發射一顆人造衛星送入太空。也是得利於航空電子系統的相關知識建立，參與獅式專案的1500名工程師後來進入業界發展，促進了90年代以色列的高科技產業經濟繁榮。
