Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа сверху, что позволило:
а)  опустить возможно ниже горизонтальное оперение и обеспечить этим достаточно хорошую продольную устойчивость самолета;
б) иметь короткие воздухозаборники с малыми потерями;
в) иметь как бы отдельную двигательную установку, что позволяет в будущем иметь меньший объем переделок при установке других двигателей (например НК-6).

8. С двигателями ВД-7М самолет Ту-105 имеет следующие летные характеристики:

Самолет проектируется с возможностью оборудования его системой дозаправки топливом в полете по схеме, принятой для Ту-16. Заправка топливом при этом возможна только на дозвуке. В качестве заправщиков могут быть использованы и Ту-105, и Ту-16. В случае заправки от Ту-105 практическая дальность полета может быть увеличена до 8600-11400 км и до 8700-11600 км от Ту-16 (диапазон по дальности включает в себя вариант заправки при полете к цели, вариант заправки на обратном пути и вариант попутной и встречной заправки).

При отказе одного двигателя при весе 75000 кг самолет снижается до 4500 м, при 60000 кг - до 6500 м, при 50000 кг - до 7900 м. При отказе одного двигателя в районе цели, используя весь запас топлива, самолет имеет дальность 3040 км, что достаточно для возвращения на базу. Установка двигателей обеспечивает отсутствие кренящего и разворачивающих моментов.

9. Устойчивость и управляемость самолета Ту-105. Продольная устойчивость по перегрузке обеспечена во всем диапазоне высот и скоростей и при всех полетных весах (запас 9-15% САХ). По скорости, как и у всех машин со стреловидным крылом, имеется небольшая неустойчивость в диапазоне М=0,9-1,15. Хотя это и разрешается общими ТТТ, можно установить на самолет в канал управления автомат, убирающий эту неустойчивость. Однако ЦАГИ не рекомендует делать это.

Горизонтальное оперение сделано с управляемым стабилизатором и с рулем высоты. Нами принята следующая схема: стабилизатор разрезной, но управляется одновременно и имеются рули. В нормальном полете обе половины стабилизатора управляются через гидроусилитель, при этом управление рулями заперто и рули отклоняются на небольшой угол кинематически. Гидроусилитель имеет отдельную систему питания, дублируемую общей гидросистемой. При отказе гидроусилителя летчик открывает замок и может управлять рулями вручную, пользуясь электрическим управлением стабилизатором как триммером, что позволяет летчику управлять самолетом вручную до скорости, соответствующей М=0,8, то есть на взлете, посадке и возвращении на базу на скорости до 850 км/ч.

По нашему мнению, это увеличивает надежность системы управления лучше, чем, например, страховка, рекомендуемая ЦАГИ, тремя гидросистемами. Мы полагаем нашу схему более надежной. Принятая нами схема в наибольшей степени устраивает автоматчиков, так как имеется только один бустер и отсутствуют в системе нежесткие связи. По этой причине в управлении элеронами поставлен один бустер в центре на оба элерона.