В хвостовой части самолета могли подвешиваться стартовые твердотопливные ускорители. Появились и дополнительные подвесные топливные баки на подкрыльевых пилонах, увеличившие дальность полета до 2406 км. Новые требования ВВС и авиации флота к оборудованию кабины заставили увеличить ее длину и заменить фонарь. На серийные F-84E впервые в истории авиации США непосредственно на заводе устанавливалась система дозаправки топливом в воздухе, при этом топливоприемник закреплялся на передней кромке левого полукрыла. Дозаправка могла производиться с самолетов КВ-29 ВВС США и AYRO LINCOLN ВВС Великобритании. Несколько F-84E совершили первый в истории реактивной авиации беспосадочный перелет через Атлантический океан.

В 1950 году произошло несколько аварий и катастроф - полеты F-84E были прекращены, началось расследование. Причиной летных происшествий стали неисправности системы смазки подшипников двигателя.

Перед отправкой F-84 в Корею ВВС провели целую серию испытаний силовой установки самолета в условиях, приближенных к боевым (грунтовой аэродром, большое количество пыли и песка). Для испытаний построили специальную пескометную установку. Трубу пескомета направляли в воздухозаборник F-84 и прогоняли двигатель по всем режимам работы - от малого газа до взлетного. Через ТРД за 10 минут работы прошло 8,5 кг песка. Осмотр двигателя выявил небольшую эрозию, и испытания продолжили. ТРД отказал только после того, как через него прошло 215 кг песка. Такие результаты вполне устраивали военных, и они дали "добро" на применение THUNDERJET в Корее без ограничений по аэродромам базирования.

 В 1952 году несколько F-84E проходили испытания в качестве бортовых истребителей бомбардировщика В-36 по программе FICON, и на этом история "прямокрылого" F-84 завершилась.

Конструкция самолета.

Фюзеляж самолета круглого сечения. Конструктивно состоит из трех частей: носовой, средней и хвостовой. В носовой части расположен воздухозаборнике поперечной вертикальной перегородкой, носовая стойка шасси и блоки радиоэлектронной аппаратуры (радиостанция и радиолокационный прицел А-1В). В средней части находятся кабина летчика, узлы крепления крыла и три топливных бака. Топливо подается в двигатель с помощью бустерных насосов.

На нижней поверхности средней части находится перфорированный тормозной щиток, управляемый двумя гидроцилиндрами. Максимальный угол отклонения щитка - 55°. Кабина летчика герметичная, оборудованная катапультируемым сиденьем. Для обогрева кабины в полете используется воздух, отбираемый из компрессора двигателя.

Фонарь кабины - каплевидный, сдвижной. Начиная с модификации F-84E, длина фонаря увеличена в соответствии с новыми стандартами ВВС. К хвостовой части крепится хвостовое оперение, и в нижней ее части находятся съемные узлы подвески стартовых ракетных ускорителей.

На истребителях F-84Е установлено прямое крыло с фирменным профилем R445-1512 и постоянной относительной толщиной по всему размаху. Удлинение крыла равняется 5, 1, что довольно типично для того времени и является неким средним значением, обеспечивающим приемлемую дальность полета при небольшом аэродинамическом сопротивлении.

Конструкция крыла - двухлонжеронная. Оно крепится к фюзеляжу на болтах. Механизация крыла включает в себя щелевые закрылки и элероны. Закрылки при выпуске перемещаются назад и отклоняются вниз на 40°. Элероны имеют бустерную независимую систему управления. Управление триммерами производится рычагом, установленным на ручке управления самолетом.

Внутренний объем крыла занят топливным баком, разделенным на пять отсеков. На концах крыла могут подвешиваться дополнительные топливные баки. Выполнение фигур высшего пилотажа с полными концевыми баками запрещено.

Профиль горизонтального и вертикального оперения симметричный. Рули высоты и направления снабжены внутренней аэродинамической компенсацией. Для облегчения выхода из штопора имеется подфюзеляжный киль небольшой площади. На модификациях F-84B, С, D в верхней части киля установлен приемник воздушного давления.

Шасси самолета - трехстоечное, с носовым колесом. Основные стойки убираются в крыло, при этом (как и на истребителе Р-47) они укорачиваются. На самолетах модификаций С и D система укорачивания гидравлическая, а на остальных - механическая. Передняя стойка шасси неуправляемая, повороты при рулении осуществляются за счет торможения соответствующих основных колес.