на земле носовая стойка имела электромеханический сервопривод разворота. На практике выяснилось, что запас прочности шин «Хаслера» ниже заявленного, что неоднократно приводило к авариям из-за разрывов пневматиков при разбеге и пробеге. В 1960 г. по этой причине (разрыв пневматиков основной стойки шасси при прерванном взлёте) был потерян один «Хаслер», двое членов экипажа погибли. Начиная с середины 1961 г. на основных стойках шасси «Хаслеров» между парами колес устанавливались диски — аварийные колёса, во избежание пожаров наполнявшиеся азотом, принимавшие на себя нагрузку в случае разрыва пневматиков.
Шасси можно было выпускать и в полёте для использования в качестве аэродинамических тормозов, так как специализированного аэродинамического тормоза В-58 не имел.
В хвостовой части фюзеляжа размещался тормозной парашют с диаметром купола 8,5 м, выпускаемый при скорости не выше 340 км/ч. При проектировании самолёта его предусматривалось применять только при прерванном взлёте, но фактически он использовался и при посадке, существенно сокращая пробег.
В-58 оснащался четырьмя турбореактивными двигателями Дженерал Электрик J79. Для своего времени это была одна из самых совершенных и мощных конструкций в мире. Впервые в одной силовой установке объединились такие нововведения, как направляющие аппараты первых шести ступеней компрессора с поворотными лопатками, форсажная камера с регулируемой степенью форсирования и сверхзвуковое регулируемое сопло эжекторного типа. Перспективные параметры рабочего процесса, заложенные при проектировании, а также постоянные работы по модернизации сделали этот агрегат массовым — общее число построенных двигателей 379 достигло почти 17000 шт.
J79 представлял из себя одновальный ТРДФ, имеющий 17-ступенчатый осевой компрессор, трёхступенчатую турбину и трубчато-кольцевую камеру сгорания с 10 жаровыми трубами. Вариант J79-GE- 5B имел длину 5,14 м, диаметр 0,97 м, сухую массу 1650 кг, степень повышения давления 12,2, расход воздуха 74 кг/с. Тяга без форсажа составляла 4450 кгс, на полном форсаже — 6580 кгс. Запуск двигателей осуществлялся с помощью наземного воздушного стартера. Воздухозаборники двухскачковые с автоматически регулируемым центральным конусом. Масса системы регулирования составляла 8,25 кг на один двигатель. Максимальная продолжительность непрерывной работы форсажной камеры (а, следовательно, и сверхзвукового полёта) составляла 2 ч, но в реальной эксплуатации из-за большого расхода топлива форсаж не включался более чем на 45 мин.
Сверхзвуковая скорость полёта обусловила применение бустерной необратимой дублированной системы управления самолётом. «Хаслер» имел всего три поверхности управления: односекционные элевоны, занимавшие заднюю кромку крыла между фюзеляжем и соплами наружных двигателей, и руль направления. Общая площадь элевонов составляла 16,52 кв. м, размах каждого элевона — 4,6 м, корневая хорда около 2,1 м, углы отклонения элевонов 10 градусов вниз и 23 градуса вверх. Площадь руля направления 3,72 кв. м. Вместо штурвала, традиционного на тяжёлых самолётах, машина оснащалась «истребительной» ручкой управления (из дальних бомбардировщиков она была впервые использована на английском «Вулкане»), В продольном канале управления был применён линейный пружинный загрузочный механизм.
Управление полётом осуществлялось в трёх режимах: взлётно-посадочном, ручном полетном и автоматическом полётном. Автопилот обеспечивал устойчивое выдерживание заданных числа М, высоты полёта и курса (в том числе по данным наземных маяков) и допускал совмещенное ручное управление самолётом. Во всех трёх каналах устанавливались демпферы, имелась также система продольной балансировки самолёта с автоматами балансировки и ограничения перегрузки. При взлёте и посадке они выключались (после чего лётчик мог отклонять элевоны по тангажу на полный ход) и включались вручную после уборки шасси. Устанавливался автомат перекрёстной связи между элевонами и рулём направления.
Именно неправильная регулировка такого автомата послужила причиной известной катастрофы опытного самолёта, произошедшей 7 ноября 1959 г. Во время полёта планировалось оценить поведение В- 58 в случае отказа одного внешнего двигателя при числе М=2 на большой высоте. При выключении пилотом крайнего правого двигателя самолёт развернулся носом вправо на 4–5 градусов и стал крениться. Лётчик переместил ручку влево для парирования крена, одновременно автомат перекрестной связи отклонил вправо руль направления (в отличие от большинства других самолётов, у В-58 при перемещении ручки по крену скольжение развивалось на полукрыло с опущенным элевоном). Из- за большей, чем предполагалось, эффективности руля направления отклонение носа самолёта вправо стало стремительно расти и по достижении угла скольжения около 13° фюзеляж разрушился в зоне кабины. Экипаж погиб. После этой катастрофы были изменены передаточные числа автомата перекрёстной связи: при высокой скорости руль направления вообще не отклонялся при управлении креном.
Гидравлика машины представляла собой две независимые системы с рабочим давлением 210 кгс/кв. см, имеющие по два насоса. Первая обеспечивала работу органов управления, вторая дублировала первую, а также служила для привода поверхностей управления самолётом, уборки и выпуска шасси, торможения колёс, управления антенной носовой РЛС и хвостовой турели, выброса дипольных отражателей и прочих нужд.
Пневматическая система с давлением 175–210 кгс/кв. см обеспечивала аварийный выпуск шасси и торможение. Система электроснабжения включала в себя сеть переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с тремя генераторами, приводимыми от двигателей, и восемь трансформаторов- выпрямителей, питающих сеть постоянного тока (250 В, 150 В и 28 В) и переменного тока низкого напряжения (28 В).
Охлаждение мощного бортового комплекса аппаратуры, насчитывавшего рекордное число тепловыделяющих элементов — более 5000 электронных ламп и транзисторов — обеспечивалось системой кондиционирования фирмы Гамильтон Стандарт, воздух для которой отбирался от компрессоров внутренних двигателей. Система кондиционирования обслуживала также подвесной контейнер, охлаждала отсеки шасси, предотвращала запотевание лобового стекла и защищала его от дождя, а также обеспечивала наддув топливных баков. «Проветривание» рабочих мест экипажа оказалось малоэффективным, в полёте лётчики часто страдали от жары.
В кабине пилота использовалась световая сигнализация неисправностей, возникающих в полёте. В середине 1960-х годов она была дополнена речевой (одной из первых в мире) системой сигнализации женским голосом о двадцати аварийных ситуациях.
Для обеспечения выхода на цель и бомбометания на самолёте имелась навигационно- бомбардировочная система Сперри AN/ASQ-42, считавшаяся крупнейшим для своего времени достижением в развитии автоматического оборудования (но вскоре безнадёжно устаревшая из- за появления малогабаритных транзисторов и цифровых счётно-решающих устройств на их базе). Одно из основных требований к ней состояло в повышении точности навигации и бомбометания в связи с большой скоростью самолёта и сбросом бомбы на расстоянии в три раза большем, чем с самолётов В-47 и В-52. Необходимые параметры были достигнуты путём использования автономной инерциальной и астронавигационной подсистем в сочетании с допплеровской системой измерения скорости и сноса относительно земной поверхности AN/APN-113, радиовысотомером и аналоговой ЭВМ массой 545 кг. Оборудование обеспечивало рассчёт курса самолёта к цели по ортодромии («большой дуге») — кратчайшему пути с учётом кривизны земного шара. Навигация уверенно осуществлялась и в полярных районах.
