В отличие от В-58, который одно время предлагалось модифицировать в маловысотный бомбардировщик, по "Валькирии" подобных предложений не было. Одна из причин этого - ее чрезмерная чувствительность к турбулентности атмосферы. "Валькирия" обладала таким недостатком несмотря на то, что удлинение крыла у нее было несколько меньше, чем у других самолетов, рассчитанных на длительный сверхзвуковой полет. Вызывалось это, главным образом, сравнительно малой жесткостью длинного фюзеляжа, хотя играла роль и достаточно низкая удельная нагрузка на крыло.
Самолет ХВ-70 стал первой за рубежом крупной сверхзвуковой аэроупругой конструкцией. Его большие размеры, применение тонкого треугольного крыла и длинного гибкого фюзеляжа обусловили необходимость масштабных расчетов на аэроупругость. Эти расчеты выполнялись с применением новейшего по тому времени инструментария - цифровых и аналоговых ЭВМ, но все же не дали хороших характеристик самолета при полете в турбулентной атмосфере. Поэтому важной экспериментальной работой стали исследования на ХВ-70 системы GASDSAS, предназначенной для парирования нагрузок от воздушных порывов и подавления аэроупругих колебаний конструкции. Эта программа являлась продолжением работы, проводившейся на самолете Боинг В-52 (системы SAS и LA.MS). Система GASDSAS предусматривала отклонение элевонов по тангажу и крену, а также рулей направления по сигналам датчиков перегрузок. Исследования показали, что для уменьшения интенсивности изгибных колебаний фюзеляжа целесообразно использовать небольшие горизонтальные и вертикальные поверхности, расположенные по схеме "утка". В дальнейшем подобная система была применена на бомбардировщике В-1.
Летные исследования с участием NASA проводились также в области аэродинамики (флаттер панелей обшивки, сопротивление трения обшивки, донное сопротивление фюзеляжа и т.д.), конструкции (аэродинамический нагрев, полетные нагрузки) и эксплуатации (шум на местности).
Пилотажные характеристики самолета оценивались летчиками в целом как очень хорошие в полете как на малых, так и на больших скоростях, особенно отмечалась легкость и мягкость посадки, как у пассажирских самолетов. Большое треугольное крыло создавало у земли воздушную подушку, увеличивавшую подъемную силу на 15%. В результате вертикальная скорость в момент приземления составляла всего 0,3…1,2 м/с.
Создание самолета ХВ-70 было крупным техническим достижением. Но хотя он и оставил глубокий след в авиации, его роль в основном свелась к освоению авиационной промышленностью новых технологических процессов производства конструкций из высокопрочных сталей и титана, которые были впоследствии применены на бомбардировщике Дженерал Дайнэмикс Р-111, военно-транспортных самолетах Локхид С-5 и С-141, истребителе Макдоннелл Дуглас F-4 и на других самолетах. В то же время компоновка ХВ-70 не стала образцом для последующих сверхзвуковых самолетов, хотя на нем и были предприняты масштабные исследования в рамках изучения сверхзвуковых пассажирских самолетов. Крупный недостаток пакетного размещения двигателей - увеличение массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Поэтому, например, на англо-французском сверхзвуковом пассажирском самолете "Конкорд" было решено применить более короткие разнесенные гондолы двигателей, установленные под консолями крыла. На российском Ту-144 было применено промежуточное решение - отдельные гондолы, но со сравнительно небольшим разносом и размещением под фюзеляжем.
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ХВ-70 "ВАЛЬКИРИЯ":
РАЗМЕРЫ. Размах крыла 32,00 м; длина самолета 57,61 м; высота самолета 9,14 м; площадь крыла 585,07 м2; угол стреловидности крыла: по передней кромке 65,57°, по линии 1 /4 хорд 58,79°.
ДВИГАТЕЛИ. ТРД Дженерал Электрик YJ93-GE-3 (тяга форсированная/ нефорсированная 6x14060/11350 кгс).
МАССЫ И НАГРУЗКИ, кг: взлетная масса: максимальная расчетная при полном запасе топлива и боевой нагрузки более 251500; типовая фактическая во время испытательных полетов 236000…240000; нормальная посадочная масса около 143000; масса пустого самолета около 58000; полный запас топлива более 138000.
ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Максимальное число М=3,08; расчетная максимальная скорость на большой высоте 3220 км/ч; взлетная скорость 350 км/ч; нормальная посадочная скорость около 335 км/ ч; практический потолок более 21000 м; расчетная максимальная дальность 12000 км; радиус виража при М=3 не менее 160 км; время выполнения разворота на 180° с креном 20° - 13 мин.
Межконтинентальная стратегическая система, проект
31 июня 1958 года вышло Постановление Совета Министров СССР № 867-408 по созданию авиационно-ракетной стратегической системы на базе самолета-носителя Ту-95. Проект по КБ получил обозначение самолет "135" (Ту-135) и рассматривался как комбинация самолета-носителя Ту-95 (первоначально система также имела обозначение Ту-95С) с крылатым управляемым снарядом большой дальности. В качестве управляемого снаряда предполагалось использовать беспилотный вариант подвесного ударного самолета "CP" КБ П.В.Цыбина, пролучивший проектное обозначение С-30 (система Ту-95С-30) или с использованием в качестве подвески одного из проектов КБ "100" или "113". Дальность действия ударной системы оговаривалась 8500-9000 км, рубеж пуска самолета-снаряда - 3500-4000 км, крейсерская скорость самолета-носителя 700-800 км/ч и практический потолок - 11000-12000 м. Самолет-снаряд должен был иметь крейсерскую скорость, соответствующую М=2,5-2,7, и высоту полета - 18000-24000 м. Эскизный проект системы необходимо было представить на утверждение в ВВС и в ГКАТ во втором квартале 1959 года, летные испытания системы должны были начаться в первом полугодии 1961 года.
