Бомбардировщики. Том I

Один из основных недостатков заключается в ограниченной дальности полета несмотря на то, что во взлетной массе самолета, составляющей около 74 т, на топливо приходится почти 45 т (т.е. 60% – очень высокая доля). Без дозаправки в воздухе максимальное достижение на дозвуке было достаточно скромным – 7550 км (27 июня 1958 г., взлетная масса 73030 кг, общая продолжительность полета 8 ч 55 м, крейсерское число М=0,92…0,93 на всем маршруте). Это явно не удовлетворяло ТТЗ, которое, напомним, требовало радиуса действия 4260 км, причем со сверхзвуковым участком 370 км. В нормальной эксплуатации В-58 совершал полеты со сверхзвуковой скоростью на расстояние не более 560-800 км, поскольку сверхзвуковой расход топлива очень большой (22680…27200 кг/ч при М=2 в сравнении с 5000…5550 кг/ч при М=0,91), и можно полагать, что практическая дальность с таким сверхзвуковым участком была существенно меньше 7160 км – официальной практической дозвуковой дальности.

Летающая лаборатория для испытаний системы AN/ASG-18 и ракет AIM-47A

Истребитель F-14. Его основное оружие – ракеты «Феникс»

Модель сверхзвукового пассажирского самолета по проекту 58-9

Помимо небольшой дальности полета остро ощущались такие недостатки В-58, как малое количество оружия на борту (всего одна ядерная бомба в контейнере), неспособность самолета нести управляемые ракеты и неядерное оружие, в результате чего он не обладал достаточной гибкостью применения и не мог использоваться в ограниченных войнах. Если увеличение количества оружия не представило особых трудностей и было обеспечено впоследствии установкой дополнительных подкрыльных пилонов, то другие проблемы не поддавались простому решению и для их преодоления ВВС США практически сразу же после первых испытательных полетов стали изучать резервы повышения боевой эффективности В-58. В 1957- 1958 гг. изучался вариант В-58В (В58Ш) – с более мощными двигателями (J79-GE-9), увеличенными взлетной массой (до 84,1…84,4 т) и дальностью. В отличие от исходного В-58А новый вариант должен был обладать способностью доставки неядерного оружия и УР класса воздух-поверхность. Но В-58В (как и В-58А) все же уступал самолету B-52G в средствах РЭП и оборонительном вооружении. В июле 1959 г. САК отказалось от разработки В-58В отчасти из-за проблем с В-58А и нежелания отвлекать средства от программы самолета В-70. В 1958-1960 гг. прорабатывался вариант В-58С (BJ-58), который предполагалось оснастить четырьмя бесфорсажными двигателями Пратт-Уитни J-58 (с тягой выше, чем у форсированного J-79, установленного на В-58А). При взлетной массе около 91 т он должен был нести ракетное оружие, иметь крейсерское число М=2,5 на высоте 20700 м с возможностью кратковременного броска при числе М=3, максимальную дальность 9600 км без дозаправки и 13900 км с одной дозаправкой в полете. Некоторое время исследовалась применимость В-58С для дальнего перехвата воздушных целей.

В-58С, как и В-58В, был отвергнут из-за того, что он продолжал линию высотных бомбардировщиков. Главную озабоченность в США стало вызывать в это время совершенствование средств ПВО Советского Союза и, прежде всего, создание ЗРК С-75, способного поражать высотные скоростные аэродинамические цели. Еще до мая 1960 г., когда возможности этого комплекса были столь эффектно продемонстрированы в инциденте с разведчиком U-2, началось изучение характеристик В-58 в маловысотном полете, который позволил бы гарантировать безопасный прорыв самолетом зон ПВО. По результатам аналитических исследований конца 1958 г. утверждалось, что В-58 сможет осуществлять полет на высоте 60 м и ниже, а оборудование будет функционировать на высотах до 15 м. Скорость преодоления ПВО на малой высоте была определена в 1168 км/ч на участке протяженностью 2225 км. Испытания, проведенные в 1959г., показали несколько худшие, но все же достаточно высокие маловысотные характеристики. К июню этого года самолет совершал маловысотные броски с числом М=0,9, а в сентябре он пролетел 2260 км со средней скоростью около 1130 км/ч на средней высоте не более 150 м.

На этом фото В-58А отчетливо видно поджатие фюзеляжа в соответствии с правилом площадей и верхние крыльевые наплывы ниш шасси