гидроусилителей с давлением 210 кг/кв.см. В проводку от ручки к органам управления самолетом включены элементы , изменяющие передаточное число в зависимости от перегрузки, причем наибольшая перегрузка при максимальных отклонениях ручки управления составляет 2, однако возможны кратковременные превышения этой перегрузки на 20-30%, расчетная перегрузка – 3.
Силовая установка самолета состоит из четырех ТРД с системой дожигания топлива. Максимальная статическая тяга каждого двигателя с дожиганием составляет 7250 кг.
Оборонительное вооружение самолета американцами еще не определено. Рассматривались варианты вооружения автоматической пушкой для стрельбы 38-мм неуправляемыми реактивными снарядами и 6-ти ствольной 20-мм пушкой Т-212. Под фюзеляжем самолета может быть подвешена одна из нагрузок следующих типов: сбрасываемый топливный бак, контейнер с разведывательной аппаратурой, контейнер с аппаратурой радиопротиводействия, неуправляемая бомба, управляемый снаряд класса «воздух- земля».
К настоящему времени в аэродинамических трубах и в полете испытано до 50 контейнеров различной формы. Некоторые из этих контейнеров имеют длину до 15 м и диаметр 2,4 м.
Для применения с В-58 разрабатывается управляемый снаряд класса «воздух-земля», получивший название «Хорнет». Снаряд имеет схему «утка» с управляемыми стабилизирующими поверхностями на носовой части корпуса. Боковое управление снарядом осуществляется за счет крена. На снаряде установлен ЖРД. После отделения от самолета снаряд за счет работы собственного двигателя должен набрать высоту 36 км и разогнаться до М=4. После выключения двигателя он планирует на цель под углом 7,5 градусов к горизонту, а его скорость уменьшается у цели до М=2. Максимальная дальность достигает 220 км.
Основные данные бомбардировщика В-58:
Максимальная скорость полета 2100 км/ч (М=2)
Крейсерская скорость полета 1000 км/ч
Практический потолок более 21000 м
Максимальная дальность полета 7000-8000 км
Взлетный вес 75000 кг
Длина самолета 29,5 м
Размах крыла 17,4 м
Площадь крыла 133 кв.м
Максимальное аэродинамическое качество при М=2 6,0
В настоящее время выдано задание на производство 31 самолета, из них в 1957 году построено 7 бомбардировщиков, которые проходят всесторонние летные испытания.» При улучшении базовой конструкции самолета «105» основная ставка была сделана на совершенствование аэродинамической схемы самолета с целью получения заявленных летных характеристик, а в перспективе – с получением новых более мощных двигателей, значительного улучшения их. Основным инструментом совершенствования аэродинамики самолета должно было стать использование в аэродинамической компоновке самолета «правила площадей». Первые работы в этом направлении ОКБ проводило совместно с ЦАГИ в конце 40-х начале 50-х годов, во многом использовались германские трофейные материалы и работы компоновщиков ОКБ по «обжатию» фюзеляжей и мотогондол на самолетах Ту-2, «77», Ту-14 и Ту-1 6, давшие положительный практический эффект на больших скоростях. Одновременно на основании опыта проектирования первого самолета «105» в новой машине дорабатывались или полностью переделывались многие элементы конструкции самолета. Постепенно в ходе проектирования на кульманах конструкторов ОКБ прорисовывался самолет, во многом отличавшийся от своего прототипа – самолета «105».
Рабочее проектирование нового сверхзвукового бомбардировщика, получившего по ОКБ шифр «самолет 105А», началось в августе 1 957 г.
Первоначальный проект аэродинамической компоновки предусматривал лишь обжатие фюзеляжа на участке крыло-фюзеляж, компоновка и форма крыла в плане оставались практичеки без изменений. В ходе проектирования с целью максимального использования эффекта «правила площадей» и получения дополнительных свободных объемов крыла под топливо, крыло было также полностью перепроектировано: отказались от наплыва-утолщения в его корневой части, в котором в первом варианте размещались основные стойки шасси. ОКБ вернулось к крыльевым шассийным гондолам-обтекателям, постановка которых, в данном случае, отвечала «правилу площадей», выполняя функции тел вытеснения. По передней кромке крыла в его корневой части ввели небольшой наплыв, улучшавший при полетах в трансзвуковой зоне характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Конструктивные улучшения должны были дать значительную экономию массы пустого самолета (41 300 кг для самолета «105А», против 47000 кг самолета «105». Расчеты, сделанные в январе-феврале 1958 года для самолета «105А» (официальный шифр Ту-22) с крылом площадью 145,6 кв.м в варианте компоновки крыла еще без крыльевых гондол с двигателями ВД-7М, НК-6 и НК-1 0, дал следующие результаты:
Тип двигателей ВД-7М '' НК-6 НК-10
Взлетная масса, кг 85000 84000 -
Масса топлива, кг 40000 40000 -
Максимальная скорость полета на высоте 1 1000 м, км/ч 1530 1900 2050
Длина разбега, м 2250 1600 1600
Практическая дальность полета
при М=0,9 (950 км/ч), км 5850 5700 5800
при М = 1,2 (1300 км/ч), км 2400 3050 3900
при М = 1,5 (1500 км/ч), км 1800 2640 3200
На этот период ОКБ-276 обещало дать двигатель НК-6 с максимальной взлетной тягой 22000 кгс, при удельном расходе топлива 1,7 кг/кгс ч и тягой 12000 кгс на высоте 11000 м при скорости 1400 км/ч, с удельным расходом топлива 1,6 кг/кгс ч, при сухой массе двигателя 3200 кг.
Вариант с двигателями НК-10 появился в проработках ОКБ в 1 957 году, после того как ОКБ-276 предоставило ОКБ-156 материалы по нему. Проект НК-10 был развитием НК-6 и должен был иметь максимальную взлетную тягу 26000 кгс, при удельном расходе топлива 1,5 кг/кгс ч., на высоте 14000 м при скорости 2500 км/ч – 20000 кгс и 1,83 кг/кгс ч и на высоте 11000 м при скорости 2500 км/ч – 15500 кгс и 1,42 кг/кгс ч., сухая масса НК-10 составляла 3400 кг. Эти первые прикидки по самолету «1 05А» с НК -10 стали отправными для работ по проекту однорежимного ударного самолета, рассчитанного на крейсерский длительный полет со скоростями, соответствующими М = 2,5-3,0, вскоре выделившимися в отдельную тему и получившую обозначение по ОКБ – самолет «125» (Ту-125).
Проблему увеличения дальности полета, помимо повышения аэродинамического качества на крейсерском дозвуковом режиме и улучшения экономичности двигателей, можно было решить за счет введения системы дозаправки топливом в полете. При этом в случае заправки от Ту-16 дальности полета на М=0,9 получались следующие: при одной заправке на прямом пути – 7400-7800 км; при одной заправке на обратном пути – 7800-8200 км; при двух заправках на прямом и обратном пути- 10000-10500 км.
В случае заправки от Ту-95: при двух дозаправках на прямом и обратном пути дальность получалась 1400015000 км. При условии полета на М=0,9 до первой дозаправки и после второй дозаправки и при полете (1800-1900 км) на М = 1,3 между дозаправками – 10200-10800 км.
