Рис. 2.26. Модель истребителя F-104 для испытаний шасси.
Рис. 2.27. Многоцелевой истребитель «Старфайтер» F-104C.
Фюзеляж самолета имеет удлиненную форму, заостренную переднюю часть и выполнен без учета правила площадей. Последнее связано с применением тонкого трапециевидного крыла малого удлинения в области скоростей, для которой, по мнению разработчиков, правило площадей не играет существенной роли. В передней конусообразной части фюзеляжа находится кабина пилота с трехсекционным фонарем, передняя и задняя часть которого неподвижны, а центральная вручную смещается в сторону (влево). В первых модификациях самолета использовалось катапультирование сиденья вниз через аварийный люк. Катапультирование начиналось с нажатия на рычаг включения системы, после чего происходили разгерметизация кабины, затягивание плечевых парашютных зажимов и фиксирование положения ног летчика, отбрасывание крышки люка и воспламенение пирозаряда. Так как для покидания самолета на малых высотах необходимо было перейти сначала в перевернутый полет, то позднее стали применять катапультируемые вверх сиденья с пиротехническим приводом.
В задней части фюзеляжа расположены два тормозных щитка (по бокам фюзеляжа в плоскости передней кромки киля), отсек тормозного парашюта (под форсажной камерой) и подфюзеляжный киль. Шасси трехстоечное, с одинарными колесами, убирается вперед в ниши фюзеляжа. Выполненная в виде кованой балки стойка главного шасси крепится к силовому шпангоуту навески двигателя и в целях получения необходимого бокового развода обеспечивает во время выпуска шасси координацию движения колеса вниз и в сторону. Благодаря соответствующей кинематической схеме стойки и колеса шасси занимают в убранном состоянии горизонтальное положение. Использование такого технического решения потребовало ограничения объема и хода амортизатора. Поэтому на этом самолете были впервые применены малогабаритные жидкостные амортизаторы с рабочим давлением жидкости 35 МПа. Колеса шасси оснащены пневматиками высокого давления (около 2 МПа).
Конструкция планера самолета отличается простотой изготовления и небольшой собственной массой. Крыло многолонжеронной конструкции выполнено из двух половин (верхней и нижней), соединенных между собой с помощью болтов. Толщина обшивки крыла в корневом сечении достигает 6,3 мм, а на концах-3,2 мм; изготовляются панели обшивки фрезерованием. Большинство элементов набора крыла выполнено из стали. Фюзеляж полумоно- коковой конструкции по технологическим соображениям разделен на носовую, центральную и хвостовую части. Центральная и хвостовая (вместе с оперением) части разъемные. Многие элементы конструкции, например усиленные шпангоуты крепления крыла и двигателя, изготовлены методами ковки и прессования.
Рис. 2.28. Проекции самолета «Старфайтер» F-104 (модификации С, D и G).
Двигательная установка. В опытных и предсерийных самолетах использован турбореактивный двигатель «Сапфир» фирмы «Армстронг сиддли», изготовляемый по лицензии предприятиями «Райт» с заводским обозначением J65. Модификации двигателя J65-W-6 и J65-W-7 имеют тягу 36,97 кН (3770 кГ) без форсирования и 44,48 кН (4536 кГ) с форсированием. В серийных самолетах применены новые двигатели с повышенной тягой J79 фирмы «Дженерал электрик». На самолетах F-104A, F-104B и F-104D устанавливались двигатели модификации J79-GE-3/3A тягой 48,93 кН (4990 кГ) без форсирования, 71,20 кН (7260 кГ) с форсированием, а в самолетах F-104C-двигатели J79-GE-7 тягой 48,87 кН (4983 кГ) и 70,26 кН (7165 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. В первых самолетах модификации F-104G использовались двигатели J79-GE-11A тягой 44,49 кН (4536 кГ) и 70,28 кН (7167 кГ), а в остальных, как и в самолетах модификации F-104S,- двигатели J79-GE-19 тягой 52,80 кН (5384 кГ) и 79,63 кН (8120 кГ). На самолетах NF-104A устанавливался (под форсажной камерой) дополнительный ракетный двигатель AR-2 тягой 26,67 кН (2720 кГ) фирмы «Рокет- дайн». Полукруглые регулируемые воздухозаборники двигателя размещены по бокам фюзеляжа и имеют подвижные центральные тела полуконической формы. При сверхзвуковых полетах скорость воздушного потока в канале воздухозаборника за критическим сечением составляет 0,95 М. Размещенные в фюзеляже три топливных бака емкостью 3392 л могут дополняться четырьмя подвесными баками общей емкостью 2770 л (2 ? 740 л + 2 ? 645 л), а также баком емкостью 460 л, расположенным в переборке отсека вооружения.