Авиация 2001 02

В-58 мог «пополнять запасы» в полёте от заправщиков, оснащённых жёсткой штангой. Горловина топливоприемника находилась непосредственно перед остеклением передней кабины.

В-58А борт 60-1112 из 305-го БАК на авиабазе Мэзер (штат Калифорния) 3 мая 1959 г. незадолго до отправки на знаменитое «кладбище самолётов» на авиабазе Дэвис-Монтан (г. Тусон, штат Аризона). Элевоны отклонены вниз на максимальный угол; видна крутка крыла.

Вертикальное оперение машины состояло из большого стреловидного киля, обеспечивавшего хорошую устойчивость на курсе во всём диапазоне разрешённых углов атаки, и односекционного руля направления.

Шасси «Хаслера», из-за размещения контейнера вооружения под фюзеляжем, имело большую высоту. Основные стойки, оборудованные двухосными тележками с восемью колесами диаметром 559 мм, убирались в корневые части крыла с поворотом тележек на 90°. Но даже при всех компоновочных ухищрениях, на которые пошли конструкторы, места в крыле оказалось маловато. Пришлось «раздуть» ниши основных стоек за контуры крыла и прикрыть их обтекателями. На стойках располагались радиоотражатели для обеспечения посадки с применением инструментальной системы ILS. Колёса имели бескамерные шины и рассчитывались минимум на десять взлётов и посадок с предельной скоростью движения по земле 402 км/ч. Передняя стойка, оснащённая спаренными колёсами того же диаметра, при убирании складывалась вдвое. Системой раздельного торможения «Хаслер» не оборудовался — для маневрирования 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.

В-58А борт 61-2068 выполняет полёт с авиабазы Эдвардс 20 апреля 1964 г. во время испытаний на устойчивость и управляемость.

Позже самолёт был поставлен 43-му БАК.

Учебно-тренировочный ТВ-58А борт 58-1007 с подвешенной верхней частью контейнера TCP. Этот контейнер редко подвешивался на ТВ-58А (обычно «спарка» оснащалась стандартным контейнером ЛЛВ-1). Обратите внимание на закопчённую выхлопом двигателей нижнюю сторону крыла.

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.