Носовая РЛС самолета В-58А
Индивидуальные кабины тандемного расположения с отдельными фонарями, откидывающимися вверх-назад – одна из отличительных особенностей В-58. Такая схема является развитием тандемных кабин ранее созданного трехместного бомбардировщика Боинг В-47 (с общим фонарем летчиков) и не нашла широкого использования в авиации. Аналогичная компоновка применена впоследствии на российском трехместном бомбардировщике Ту-22, который можно считать своего рода «ответом» на создание В-58, и двухместном дальнем перехватчике МиГ-31. В то же время на американском двухместном перехватчике F-14 установлены тандемные кабины с общим фонарем, а на четырехместном российском бомбардировщике Ту-22М кресла в кабинах расположены по два рядом. Недостаток тандемных кабин на В-58 состоял в том, что они исключали непосредственный визуальный и физический контакт между членами экипажа в полете (лаз между кабинами летчика и штурмана мог использоваться только на земле при техобслуживании). Связь между членами экипажа осуществлялась только с помощью СПУ, что требовало высокой координации их действий, особенно при появлении неисправностей и в скоростном полете. Кабины штурмана-бомбардира и ООС имели лишь по небольшому окну размерами 10x15 см с каждого борта, но, по свидетельству экипажей, клаустрофобии не возникало, так как «смотреть по сторонам было некогда». Рабочее пространство в кабинах экипажа было ограниченным, особенно после установки спасательных капсул: по словам одного из американских летчиков, если на самолете В-47 члены экипажа могли встать или вытянуть ноги, бомбардировщик В-52 Т8.КЖ6 обеспечивал некоторую свободу перемещения экипажа и его кратковременного отдыха, то на В-58 такой свободы движений не было, каждый член экипажа имел свой четкий круг обязанностей и на отдых в полете рассчитывать практически не мог.
На учебно-тренировочном ТВ-58А сиденье летчика-инструктора, занимавшего вторую кабину, смещено вправо для улучшения обзора на взлете и посадке. С этой же целью перегородка, отделяющая вторую кабину от первой, выполнена прозрачной, установлены дополнительные окна. Кабина инструктора оснащена полным комплектом органов управления.
На земле носовая часть фюзеляжа опущена так, что его ось составляет с горизонтом угол (-1,5°). Это сделано для улучшения взлета самолета при боковом ветре (подъемная сила крыла до отрыва носовой стойки от ВПП остается близка к нулевой, что позволяет избежать большого момента крена, характерного в этих условиях для треугольного крыла).
В обтекателе в нижней хвостовой части фюзеляжа размещен тормозной парашют с диаметром купола 8,5 м, выпускаемый при скорости не выше 340 км/ч. При проектировании самолета его предусматривалось применять только при прерванном взлете, но фактически он использовался и при посадке. Тормозные щитки отсутствуют и торможение в воздухе осуществляется выпуском шасси.
Невысокие ВПХ – традиционный недостаток схемы «бесхвостка». Коэффициент подъемной силы В-58 достигает максимального значения около 1,3 при угле атаки 35° и остается почти постоянным при дальнейшем увеличении угла атаки. Однако из условия некасания хвостовой частью фюзеляжа поверхности ВПП при взлете и посадке угол атаки ограничен величиной 17°, что (в сочетании с отсутствием механизации крыла, неэффективной на «бесхвостках») не позволяет получить коэффициент подъемной
В-58 в полете с подвесным контейнером МВ-1 силы более 0,65. Причем в полете из соображений безопасности угол атаки также ограничен 17°.
Модель В-58 с баллистической ракетой по одному из проектов 1960-х годов
Вертикальное оперение с одно- секционным рулем направления. Стреловидность киля 52° по передней кромке, его площадь 14,86 м2 , высота 4,42 м, корневая хорда 5,08 м. Его обшивка выполнена с применением слоистых панелей с алюминиевыми листами и сотовым заполнителем, законцовка из стеклопластика. Руль направления с сотовым алюминиевым заполнителем на всю толщину.
Шасси трехопорное, имеет стойки большой высоты, что вызвано размещением двигательных гондол под консолями крыла и контейнера под фюзеляжем. Высокое шасси обеспечивает тйкж6 большие углы атаки на взлете и посадке, необходимые для самолета схемы «бесхвостка». Основные опоры убираются вперед в корневую часть крыла с поворотом тележек на 90°. Из условия размещения основных опор в тонком крыле они снабжены двухосными восьмиколесными тележками с колесами малых размеров (559x196-305 мм). Несмотря на это, все-же потребовались дополнительные обтекатели ниш шасси, увеличивающие толщину крыла. На основных стойках установлены радиоотражающие панели для обеспечения посадки с использованием инструментальной системы ILS. Передняя опора – со спаренными колесами (таких же размеров), с электродистанционным управлением на земле в пределах 50° вправо и влево; она убирается, складываясь назад в нишу под кабиной летчика. Максимальная скорость уборки и выпуска шасси 563км/ч, минимальный радиус разворота самолета на земле 15,2 м. База шасси 12,4 м, колея 4,06 м.
На всех колесах применены бескамерные шины, рассчитанные минимум на 10 взлетов и посадок и имеющие предельную эксплуатационную скорость движения по земле 402 км/ч. Из-за высоких взлетной и посадочной скоростей самолета, а также высокой скорости вращения колес (из-за небольшого диаметра) на протяжении всего времени эксплуатации В-58 проблемой были постоянные разрывы пневматиков и перегревы дисковых тормозов. Шины имели небольшой запас прочности и при отказе одной из них в некоторых случаях рвались и другие (наступала «цепная реакция»). Для борьбы с этим после посадки использовались специальные аэродромные охлаждающие вентиляторы. Однако часто разрывы происходили на взлете и начальном наборе высоты (в одном из таких случаев при прерывании взлета произошла катастрофа с потерей самолета и гибелью двух членов экипажа). Поэтому с середины 1961 г. между каждой парой основных колес был установлен прочный аварийный диск-колесо из алюминиевого сплава, который воспринимал нагрузку при разрыве пневматиков. Чтобы предотвратить возможные пожары, для зарядки пневматиков применялся азот, давление которого достигало 1,65… 1,83 МПа (16,9…18,6 кгс/см 2 ).
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.
Как отмечалось во введении, к размещению четырех двигателей на отдельных пилонах под крылом фирма Конвэр пришла не сразу. Такая компоновка была выбрана в соответствии с правилом площадей. Вектор тяги двигателей проходит ниже ЦМ самолета и двигатели создают момент на кабрирование, облегчающий отрыв самолета от ВПП на взлете.
Первые восемь самолетов В-58 (опытный и семь предсерийных) снабжены опытными двигателями Дженерал Электрик YJ79-GE-1 (форсированная / нефорсированная тяга 64,5/43,6 кН, 6580/4450 кгс, масса 1430 кг). На строевых В-58А и ТВ-58А установлены более мощные и надежные J79-GE-5A или -5В, имеющие одинаковые тяговые характеристики (двигателями J79-5 были переоснащены и первые восемь самолетов).
Двигатель J79, как и многое другое на В-58, – новаторский. Для своего времени это была одна из самых совершенных и мощных конструкций в мире. Впервые в одной силовой установке объединены такие нововведения, как ВНА и направляющие аппараты ступеней (первых шести) компрессора с поворотными лопатками, форсажная камера с регулируемой степенью форсирования и сверхзвуковое регулируемое сопло эжекторного типа. В силу удачной и надежной конструкции J79 нашел применение и на известных американских сверхзвуковых истребителях Макдоннелл-Дуглас F-4 «Фантом» и Локхид F-104 «Старфайтер». Перспективные параметры рабочего процесса, заложенные при проектировании, и постоянная модернизация сделали его массовым, общее число построенных двигателей J79 достигло почти 17000.
С использованием истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15, показанного здесь в варианте обычного перехватчика, предпринималась попытка создать противоспутниковый комплекс
J79 – одновальный ТРДФ, имеющий 17-ступенчатый осевой компрессор, трехступенчатую турбину и трубчато-кольцевую камеру сгорания с 10 жаровыми трубами. Вариант J79-GE-5В имеет длину 5,14 м, диаметр 0,97 м, сухую массу 1650 кг, степень повышения давления 12,2, расход воздуха 74 кг/с. Запуск двигателей осуществляется с помощью наземного воздушного стартера. Воздухозаборники двухскачковые с автоматически регулируемым центральным конусом (с углом раствора 50°). Масса системы регулирования составляет 8,25 кг на один двигатель. Максимальная продолжительность непрерывной работы форсажной камеры (а, следовательно, и сверхзвукового полета) составляет 2 ч, в реальной эксплуатации из-за большого расхода топлива форсаж не включался более чем на 45 м.
Топливо (JP-4) содержится в четырех баках-отсеках, занимающих большую часть объемов крыла и фюзеляжа от передней кромки крыла до киля. Передний бак располагается в передней части крыла и фюзеляже, задний – в задней части крыла и фюзеляже, резервный бак – в фюзеляже над передним баком, а балансировочный – в хвостовой части фюзеляжа. Топливо размещается также в отсеках подфюзеляжного контейнера, который помимо боевой нагрузки вмещает более четверти всего запаса топлива.
