механизации крыла, неэффективной на «бесхвостках») не позволяет получить коэффициент подъемной
Вертикальное оперение с одно- секционным рулем направления. Стреловидность киля 52° по передней кромке, его площадь 14,86 м
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.
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.
Самолет оборудован системой дозаправки топливом в полете (от самолета КС-135) с помощью заправочной штанги: приемный штуцер располагается в носовой части фюзеляжа перед кабиной летчика. Среди летчиков В-58 пользовался репутацией самолета, сравнительно легко управляемого при дозаправке в воздухе.
В дозвуковом крейсерском полете нормальный запас статической продольной устойчивости составляет около 3% САХ, т.е. самолет совершает полет вблизи нейтральной точки, что позволяет уменьшить балансировочное сопротивление (в ходе испытаний выполнялись полеты и на режимах неустойчивости по тангажу). При переходе к сверхзвуковому полету запас продольной статической устойчивости возрастает еще примерно на 5%. Для снижения сверхзвуковой статической устойчивости (а, следовательно, уменьшения балансировочного сопротивления и повышения дальности полета) используется система управления центровкой с помощью перекачки топлива в балансировочный бак. При этом в полете сохраняется предельная задняя центровка, как и на земле, при полной заправке топливом (запас продольной устойчивости в сверхзвуковом полете все же выше, чем на дозвуке). Система перекачки топлива обычно работает автоматически, но может управляться и вручную летчиком.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Сверхзвуковая скорость полета обусловила применение бустерной системы управления самолетом (например, шарнирный момент элевона при максимальной скорости отклонения 20°/с может достигать 16500 кгм), которая выполнена по необратимой схеме, дублированной. Самолет имеет всего три поверхности управления: односекционные элевоны, занимающие заднюю кромку крыла между фюзеляжем и соплами наружных двигателей, и руль направления. Общая площадь элевонов составляет 16,52 м 2 (11,5% площади крыла), размах каждого элевона 4,6 м, корневая хорда около 2,1 м, углы отклонения элевонов 10° вниз и 23° вверх. Площадь руля направления 3,72 м 2 . Вместо штурвала, традиционного на тяжелых самолетах, применена обычная ручка управления (из дальних бомбардировщиков она была впервые использована на английском «Вулкане»). В продольном канале применен линейный пружинный загрузочный механизм.
Система управления полетом имеет три режима: взлетно-посадочный, ручной полетный и
