Италии – 205 самолетов для итальянских и 40 для турецких ВВС; первый серийный экземпляр испытан 30.12.1968 г., а последний-для Турции-в середине 1976 г.); снят с производства в 1978 г.;
– двухместный тренировочный F-104B (16.01.1957 г., 26 самолетов модификации А), F-104D «Супер- Старфайтер» (21 самолет для ФРГ под обозначением F-104DF и 43 самолета для Японии под обозначением F-104DJ), TF-104G (ноябрь 1962 г., 224 шт., 38 самолетов для Канады, где им было присвоено обозначение CF-113);
– разведчик RF-104G (попытка приспособить модификацию G для разведывательных целей);
– опытный NF-104A (июль 1963 г., 3 самолета F-104A, оборудованные для подготовки к высотным полетам), F-104N (3 самолета, оборудованные для подготовки к космическим полетам).
В общей сложности в 1958-1978 гг. было выпущено 2615 самолетов «Старфайтер», из числа которых около 2200 предназначалось и пошло на экспорт (включая и строительство самолетов по лицензиям в других странах). Цена самолета F-104A составляла 1,112 млн. долл. В июне 1963 г. предпринимались запуски самолета с катапульты. Самолеты F-104 находились на вооружении: США, Тайваня, Пакистана, ФРГ, Голландии, Италии, Бельгии, Японии, Канады, Турции, Дании, Греции, Испании, Иордании и Норвегии.
Описание самолета. F-104 является построенным по классической схеме среднепланом с прямым трапециевидным крылом с углом стреловидности по линии фокусов 18°6', удлинением 2,45 и отрицательным поперечным V 10°. Для крыла, изготовленного с применением профилей относительной толщины 3,36%, характерны наличие острой передней кромки (радиус закругления 0,41 мм), а также небольшой отгиб носка вниз. Крыло самолета оснащено по всему размаху носовыми щитками и расположенными в околофюзеляжной части выдвижными закрылками со сдувом пограничного слоя. Носовые щитки установлены на удлиненных цилиндрических шарнирах, закрепленных на нижней поверхности крыла, и управляются электроприводом. В нейтральном положении они наклонены под углом 2°, во время взлета и выполнения маневра-под углом 15°, а при посадке-30°. Выдвижные закрылки также управляются электроприводом. Во время взлета они отклонены на 15° и работают как обычные закрылки, а при отклонении на больший угол (во время посадки этот угол составляет 45°) включается питаемая компрессором двигателя система сдува пограничного слоя. При этом воздух подается через 55 щелей размером 14 * 2,3 мм, выполненных на расстоянии 23 мм друг от друга в трубе, установленной вдоль передней кромки закрылков.
Система управления самолетом состоит из элеронов, обычного руля направления и управляемого стабилизатора. Элероны, с малой длиной и большой хордой, крепятся на удлиненных цилиндрических шарнирах и отклоняются (каждый) с помощью 10 малогабаритных гидротолкателей, расположенных рядом в плоскости хорд. На начальной стадии разработки самолета Т-образное хвостовое оперение имело стабилизатор с рулем высоты. Такая конструкция явилась причиной многих аварий. После проведения дополнительных исследований оказалось необходимым проведение модернизации. Кроме применения управляемого стабилизатора, был использован ограничитель по тангажу, который в случае превышения допустимого угла атаки выдавал пилоту сигнал (колебания ручки управления) о необходимости изменения режима полета. Если этот сигнал остается без внимания, устройство отклоняет стабилизатор, уменьшая угол атаки. Все это протекает независимо от манипуляций пилота. Самолет оснащен также электронным автоматом стабилизации динамики полета относительно всех трех осей, благодаря чему значительно упрощается процесс пилотирования. В каналах аэродинамического управления применены необратимые гидроусилители, питаемые от двух независимых установок. В случае прекращения работы двигателя функционирование бустеров обеспечивается вспомогательной воздушной турбиной, выпускаемой из фюзеляжа во внешний поток.
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.
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,
