絕世女武神

汪曉誠

拿今天的眼光來看，鴨式三角翼布局早已算不上什么新鮮事物。但在50多年前的上世紀50年代，鴨式布局幾乎還從未有過在實用型作戰飛機上成功應用的先例。北美公司為WS-110A選擇鴨式布局可以說是一個非常大膽，甚至有些離經叛道的舉動。但北美對這一布局卻是信心滿滿。任何飛機在經歷跨音速飛行階段時，都會因壓力中心的后移而遭遇穩定性問題。這種移動可以通過配平升降舵予以糾正，但此舉會加大機翼攻角，帶來更大的飛行阻力，進而影響飛機的航程或速度。在B-70上，通過鴨翼后緣的小型襟翼向下偏轉即可阻止壓力中心的移動，而主翼的攻角仍能保持原狀。這樣一來，飛機的配平動作就不會對航程或速度產生負面影響。

鴨翼還有助于改善三角翼飛機著陸時機鼻必須大角度上仰的缺點。當低速飛行放下襟翼時，鴨翼的襟翼可以向下偏轉25°，機鼻隨之向上仰起，這時可以通過前推操縱桿使主翼的副翼升降舵向下偏轉予以糾正。副翼升降舵此時發揮了后緣襟翼的作用，不會導致機翼升力出現下降。著陸角度因此得以減小，升阻比也因之增加，使飛機的著陸速度與同時代的高性能飛機基本相當。

反對者們指出，鴨翼設計在高攻角狀態下，往往會出現俯仰和方向穩定性問題，發動機進氣口和機翼周圍還存在氣流擾動現象。北美的工程師們一反讓鴨翼充當水平安定面的常規做法，只讓B-70上鴨翼發揮配平裝置作用，俯仰和滾轉控制由副翼升降舵負責。至于氣流擾動，考慮到鴨翼和進氣口相距甚遠，工程師們認為這算不上嚴重問題。他們的假設也得到了14000小時風洞測試的支持。

設計演化 B-70在1958年夏季經歷了布局的首次重大變化：總重從219噸上升至243.6噸，主要原因是將兩個炸彈艙中一個改為燃料箱，機體結構、起落架和輪胎也因重量的上升而加強。之所以要增加一個油箱，主要是因為高能燃料項目進展緩慢，無法在短期內取得成果，飛機不得不完全依靠常規的JP-4和JP-3燃料，這樣會導致航程下降10%。此外，B-70的機翼和鴨翼的厚度有所減小，令升阻比大增。經過這些改變后，飛機的航程增加了926千米，從9630千米升至10556千米。

至1958年年底，更多的改進措施將航程進一步提高至12110千米，而飛機的總重仍保持不變。翼尖折疊線從原來的80%翼展處改在60%翼展處，可折疊部分翼面面積與B-58機翼總面積不相上下。這個改進不僅改善了方向穩定性，垂直安定面的面積也因之縮小了一半，大大減小了阻力。與此同時，可動風擋與斜面、可變進氣口和可配平鴨翼也被引入B-70的設計中。原來的常規座艙會在超音速飛行時產生很大阻力，能在降落時下降的斜面大大改善了這一問題，同時仍能為飛行員提供足夠的視野駕駛飛機。新的鴨翼能偏轉至0～6°之間的任意位置，以發揮配平作用。原本全權負責配平的鴨翼襟翼現在只能選擇0°或20°兩個位置，加上鴨翼6°的偏轉角，襟翼的實際最大偏轉角可達26°。機翼面積從557平方米增至585平方米，前緣外側略有扭轉，以減少超音速阻力。J93發動機的渦輪進口溫度也有所提高，降低了巡航飛行時的耗油量。

差不多在同一時期，F-108的模型于1959年2月26日接受了審查，空軍提出了不少修改意見。該機于1959年5月15日被正式命名為“輕劍”，預計于1961年3月實現首飛。空軍宣稱需要480架。

B-70的發展與工程檢查（DEI）于1957年3月2日在加州英格爾伍德的北美工廠進行，同年3月20日又完成了模型審查。在兩次審查中，空軍提出了761項修改意見，最為重要的一項是命令B-70增加攜帶空地導彈和外掛副油箱的能力，這將使其總重上升7938千克（含導彈）。導彈的具體情況不明（可能是GAM-87），但這時飛機的IBM攻擊系統已經被正式稱為“轟炸、導航和導彈制導系統”。

為保證飛機總重不變，北美削減了燃料攜載量，航程隨之下滑至11718千米。空軍指示北美在總重不超過106.8噸的前提下，將航程恢復到原先的水平。北美拿出了一些小改措施，預計不攜帶導彈和副油箱時的航程將增至12038千米，一次空中加油可以把航程增加至14633千米，足以覆蓋96%的預定目標。

再度推遲 1959年1月，發動機項目又一次接受重新評估。這次審查的結果是，普拉特·惠特尼在管理和簽約方面險勝，而通用電氣的發動機更受好評。此外，通用電氣已經用高能燃料完成了加力燃燒室的全面試驗。J58的優勢是機械結構較為簡單，更易于生產。評估還發現，兩種發動機在技術上并無不當之處，兩者間的差距極小，只能從技術角度出發從中選出一臺。

但兩種發動機在機械方面仍有一個重要差別。飛機的巡航能力很大程度上取決于收斂-擴張噴管的效率，任何細微的差別都會使航程出現不均勻的變化。J93使用了機械致動噴口，通用電氣在J79上就證明了這種噴口的效率。相比之下，普-惠為J58發展的氣動控制噴口還沒有通過試驗的檢驗，存在一定的研制風險。

空軍最后還是決定讓J93充當B-70和F-108這兩款北美飛機的動力裝置。至于J58，盡管它原本是一個海軍的技術項目，但后來還是在中情局和空軍的“黑鳥”偵察機上找到了用武之地。

1959年下半年的一系列決定嚴重影響了空軍研發項目的進度，其中B-70所受到的沖擊最大。一如預料，國防部于1959年8月10日取消了高能燃料計劃，本擬為B-70配套的J93-GE-5發動機也隨著高能燃料計劃的下馬而喪失了存在價值，與燃料一道被取消。截至1959年7月10日，時運不濟的J93-GE-5的高能燃料加力燃燒室已在俄亥俄州的皮爾布斯接受了3小時10分鐘的測試。阿諾德工程發展中心和NASA劉易斯研究中心也各進行了3小時和1.5小時的試驗。此外，高能燃料還在1架F-101A的一臺改進型J57發動機上完成了5次飛行。

J93-GE-5發動機和高能燃料的下馬一度在B-70項目內部引發了強烈的危機感，但實質上的沖擊卻非常有限。高能燃料的主要作用是加大航程，使飛機具備洲際攻擊的能力，但將2號炸彈艙改為燃料箱、優化氣動設計后，B-70的航程已有了驚人的飛躍。與此同時，石油廠商研制出了一種新型燃料——JP-6，其效能相比JP-4有了顯著提高，而且與老式燃料有可替換性。與硼基燃料不同，JP-6不要求發動機采用特殊材料和燃料系統。由于燃燒更為充分，相對當時的標準航空燃料，JP-6對環境的危害非但沒有加深，反而可能還要好一些。endprint

分析顯示，使用JP-6的J93-GE-3與使用HEF-3的J93-GE-5在航程上不相上下。當然，改用JP-6也有自身的缺點，它所產生的推力要略遜于HEF-3，增加了起飛滑行距離，空中加油的高度也有所下降。最為關鍵的是，J93-GE-3能在起飛時提高渦輪進口溫度，產生更大的推力提高爬升率，解決了熱天一臺發動機失效時起飛的爬升率問題。

更為糟糕的事情接踵而至：1959年9月24日，F-108被取消。F-108與B-70共享大量的技術和機載設備，為B-70分擔了大量研制經費，它的下馬使B-70項目至少蒙受了1.8億美元的損失。

火藥時代的弓箭 1959年11月，時任總統德懷特·艾森豪威爾向空軍總參謀長表示，稱他無法理解B-70的軍事價值。盡管懷特上將舉出大量支持B-70的論據，但總統卻不為所動，并強調說，按當時的撥款水平看，B-70還要花費8～10年才能投入使用。此時，美國已經把戰略武器的重點放到了洲際戰略導彈上。總統最后雖然勉強同意對B-70另眼相看，但同時又指出，在導彈時代談論轟炸機就像在火藥時代談論弓箭。

但即使在受到所謂的“另眼相看”后，B-70也沒有獲得總統的認可。1959年12月1日，空軍宣布取消B-70量產計劃，只完成一架原型機，大部分子系統研制計劃也被一并取消。少數幾種幸存的子系統包括IBM的導航-轟炸系統，將獲準進行有限的開發。項目之所以走到了下馬的邊緣，一般被歸咎于預算不足，但政府的反轟炸機立場恐怕才是更為直接的原因。

然而，在1960年的總統選戰中，共和、民主兩黨又對B-70重新產生了興趣。于是，空軍部便于1960年8月趁機重新啟動了B-70的全面研制工作，8月1日簽下了研發YB-70的合同，準備制造1架XB-70和11架YB-70服役測試飛機，以驗證飛機的作戰能力。國會也向B-70項目撥付了2.65億美元的經費，看起來該項目又重新走上了正軌。

1960年9月，北美接到了設計、制造12架飛機的命令，并且恢復了研制主要子系統的合同。至10月中旬，與威斯汀豪斯簽訂的防務系統合約恢復執行，與摩托羅拉簽訂的任務與交通控制系統合約在11月重新啟動。空軍和北美還讓IBM重新開始研制攻擊電子系統。但不幸的是，B-70項目的這次復活只是曇花一現。

在劫難逃 剛剛入主白宮后不久，約翰·F·肯尼迪便迫不及待地準備向B-70項目開刀。與前任艾森豪威爾一樣，肯尼迪也對研制B-70的必要性深感懷疑，而新任國防部長羅伯特·麥克納馬拉更是反對發展任何有人駕駛轟炸機。1961年3月28日，肯尼迪建議調整B-70項目，以重新審視一款3倍音速飛機作為轟炸機的“潛在價值”。肯尼迪強調，只需要制造少量的YB-70以及繼續研制IBM的轟炸-導航系統。

總統的這番表態令空軍別無選擇，只得再次把B-70降格為原型機研制項目。這次調整于1961年3月31日正式生效，北美當天接到了只生產3架XB-70A原型機的命令。

首架原型機——航空器1號（A/V-1）獲得了62-00001的序列號，這個序號原來在1959年12月項目重組計劃中被分配給唯一一架B-70原型機。另外兩架原型機的序列號為62-0207（A/V-2）和62-0208（A/V-3）。沒有記錄表明，11架YB-70曾獲得任何序列號。

部分資料將第3架原型機稱為XB-70B，但用的更多的還是YB-70A這個編號。該機不但會應用A/V-2上的全部改良措施，而且將裝備IBM轟炸-導航系統樣機和實用的炸彈艙，可對飛機的軍事能力進行驗證。4名機組人員位于機鼻處的駕駛艙內，他們分別是前排的飛行員和副駕駛、后排的防衛系統操縱員和攻擊系統操縱員，每人都坐在一個封閉式彈射座椅內工作。可以肯定的是，由于防御電子系統被取消，防衛系統操縱員只能在試飛中承擔其他工作。A/V-3的鴨翼外形為減小阻力而略作修改，因A/V-3增加2名乘員的電子設備這一情況，飛機上的液壓、電氣和環境控制系統都將作出較大幅度的改動。

拜項目重組所賜，通用電氣J93發動機項目也沒逃過降格的命運，量產計劃被取消，淪為試驗發動機XJ93，且無需通過量產發動機的認證試驗，只需通過試驗發動機初始飛行鑒定測試就算萬事大吉。通用電氣還放棄了會導致開支增加的設計完善和減重工作，發動機將以比量產型重68千克的狀態上機。

鑒于B-70投產無望，空軍立即開始考慮其替代品。1961年5月，空軍討論以空地導彈為武器的改進型B-58、特制遠程導彈發射飛機、改裝運輸機發射彈道導彈、重啟核動力飛機以及兼顧攻擊能力的偵察機型B-70。同年8月，參議院再次嘗試拯救B-70項目，要求為其制定生產計劃，使之能盡快投產，但遭到了麥克納馬拉的斷然拒絕。

1963年3月，國會指示空軍為B-70的偵察/攻擊型擬定研制計劃，該機通常被稱為RS-70。同年4月，空軍系統司令部指揮官伯納德·A·施里弗牽頭的一個小組為RS-70制定出了幾套方案，最佳發展計劃將耗資16億美元，RS-70預計將在兩年內實現首飛。RS-70計劃雖然搞得有鼻子有眼，但終因馬克納馬拉拒絕移交國會已經撥付的研制經費而作罷。設法讓“女武神”投產、裝備部隊的最后一次努力就這樣以失敗告終。

克服難題 量產型B-70轟炸機計劃雖然告吹，但僅剩的2架XB-70A的制造工作仍按部就班地進行。作為一款科技含量極高的軍用飛機，XB-70A的發展算是相當順利，但也遇上了兩個不大不小的難題，所幸很快都被化解。

第一個問題出現在不銹鋼蜂窩板蒙皮的制造和裝配上，這一問題導致首架原型機A/V-1在高速飛行中，時常出現蒙皮脫落現象。不同于同時代的“黑鳥”，XB-70的主要結構材料是不銹鋼，而非鈦合金。當時美國的鈦合金產量非常有限，應付“黑鳥”這樣的小批量生產項目還算綽綽有余，但對于原計劃大批量生產的B-70就無能為力了。很可能正是出于這個原因，美國空軍“建議”北美尋找其他材料來制造B-70。選型委員會曾指出，波音傾向于用鈦合金制造飛機，但這一點是否影響了波音在競標中的得分就不得而知了。endprint

XB-70A機體凈重68噸，比滿載狀態的“黑鳥”還要略重一點。北美為飛機選擇的材料中，一種名為PH-15-7-MO的不銹鋼蜂窩板占到了69%。每架XB-70上的這種材料的使用量為1858平方米。這種材料具有重量輕、強度高、氣動光潔度優良、高溫熱傳導率低、高溫強度變化小及抗疲勞性能好等一系列優點。此外，易于生產和成本低廉也是它被北美相中的原因之一。但隨著北美開始大批量采購這種材料，其優異的性能能否在XB-70A上兌現成為了一大懸念。

至少在首架原型機上，這種材料就暴露出一些嚴重問題。在高速飛行中，A/V-1曾頻頻出現蒙皮脫落現象，有時甚至發生過大片蒙皮從機體剝落的問題。最為嚴重的一次事故中，A/V-1機翼前端與翼身結合部的一個三角形構件在飛行中掉落，部分殘骸被吸入進氣道，致使6臺發動機全部報廢。工程師們將問題歸咎于生產工藝上，北美隨后加強了質量控制，改善了裝配工藝。經過一系列的努力后，蒙皮脫落現象在A/V-2上基本被杜絕，僅在高速飛行中發生過一次大面積蒙皮脫落事故。北美認定蒙皮問題得到了妥善的解決，而空軍也沒有表示出過度的擔憂。不過，這種材料在量產機型上大規模應用時的表現，仍是一個值得懷疑的問題。

另一個難題是燃料箱泄漏。為了使用硼基燃料，XB-70燃料箱從一開始就被設計成高壓式，內部充滿著氮氣，必須承受0.68個大氣壓的壓力，同時不能出現漏油現象。但A/V-1在首次試驗中就發生了嚴重的漏油。泄漏的主因被歸結于燃料箱焊接處銷釘存在裂紋，對泄漏處進行焊接卻無濟于事。在經過多次嘗試后，北美決定在燃料箱內部敷設一層密封劑：工人們先在燃料箱內部涂上一層密封劑，然后用電熱毯對其進行熱處理（工人無法進入的地方用電吹風處理），這項工作須反復進行6次。測試證明，這個處理方法確實管用，只有尾部的5號燃料箱未能得到修復。這個U形燃料箱位于機尾，由于體積很小，北美認為不值得為之耗費寶貴的時間，遂將其油泵拆除，將它變成一個擺設。

需要指出的是，用密封劑處理漏油的措施并不適用于量產型飛機。依照工程師們的觀點，這種密封劑的壽命只有1000小時，到期后必須先設法將之去除，然后重新涂布。不過， XB-70A的試飛項目只有區區180小時的飛行時間，這算不上個問題。A/V-2對焊接采取了更嚴格的質量控制，燃料泄漏現象要輕微得多。

技術奇跡

無論在何時何地，XB-70A都是一款引人注目的飛機，獨特的設計和碩大的體形為它帶來了強烈的視覺沖擊力。在賦予“女武神”超凡性能的同時，北美沒有忘記為它打造一副漂亮的外殼，幾乎任何見過XB-70A的人都會不禁對其高貴的外表、華美的線條贊不絕口。這種驚世之美在大飛機中恐怕只有后來的“協和”超音速客機能與之比肩。

論及技術層面，XB-70A同樣傲視群雄。由于要滿足以3倍音速持續飛行這一苛刻要求，北美在XB-70A上大量應用了當時的高新科研成果，整架飛機的技術含量在上世紀60年代初可謂首屈一指，當中可以找到許多極富創意的設計，即使用今天的眼光來看也不乏新意。

前機身與駕駛艙 XB-70的機身被巨大的機翼分割為涇渭分明的兩個部分，前機身細長，常被戲稱為“脖子”，它在駕駛艙的后上方安裝一對鴨翼。前機身為半單殼結構，橫截面大體呈圓形，但在駕駛艙部位過渡為平頂造型。前機身內部構造由鉚接鈦合金框架和H-11鋼制縱梁構成，外部被鈦合金蒙皮覆蓋。機頭的大型鼻錐用Vibran材料層壓而成，內部可容納攻擊和導航雷達。

前兩架XB-70A原型機采用了雙人駕駛體制，飛行員和副駕駛并排坐在獨立的彈射座椅上。A/V-3和實用型飛機將在2兩名飛行員身后增加1名攻擊系統操縱員和1名防御系統操縱員。每具彈射座椅都自備氧氣和氣壓系統，能在彈射過程中為機組人員提供全方位的保護。發生緊急情況時，機組人員可以臨時將彈射座椅密封起來，封閉的座椅前部設有窗口，供飛行員讀取儀表讀數。在封閉狀態下，飛行員只能對發動機施加有限的調整。彈射座椅封閉后，機組人員之間的通話麥克風將自動啟動，幫助機組人員間交流。這種彈射座艙能在速度161～3218.6千米/時、高度0～24.4千米的范圍內安全彈射。

飛行員借助彈射座椅上的一根手柄來控制座艙的開合與彈射，向上拉動手柄，座椅的艙門便會被自動合上，這時如果按下手柄內的一個按鈕，彈射座椅就會在火箭的推動下沖出座艙，接著座椅會伸出兩根平衡桿，以免在空中翻滾，在下降的過程中，氣壓控制的致動器會打開降落傘和沖擊減震器。在水面濺落時，兩根平衡桿提供座椅的自恢復功能，而封閉的座椅本身可以在水面長時間漂浮。救生設備收藏在座艙左右上方和地板上。這些設備包括防寒服、救生筏、急救包、信號設備和口糧。

B-70的儀表板混裝了傳統的原型儀表和60年代一度頗為流行的垂直“條狀”儀表。儀表采用彩色編碼，依靠白光照明。

從理論上講，XB-70A的駕駛艙環境可供讓機組人員身著便服工作，但每當進行15.2千米以上高度飛行時，他們仍將身穿加壓服。駕駛艙內的溫度可以按照機組的喜好在5.5～40.5℃之間調整。正常情況下，駕駛艙內的氣壓會保持在2438米高度的水平，如果系統出現故障，空氣沖壓裝置會把駕駛艙的氣壓保持在12.2千米高度的水平，這時機組人員必須佩戴氧氣面罩，但不必穿上加壓服。

駕駛艙的出入口設在鴨翼前方的機身左側，距離地面的高度足有5.18米，只有借助特制的登機梯才能進出飛機。登機梯在使用時必須格外小心，以免撞傷機體表面，危及飛機在3馬赫速度飛行時的安全。駕駛艙頂部設置了4扇天窗，分別對應量產機型的4個座位。在XB-70A上，前面兩個天窗在彈射時會被炸飛；機組人員可以在地面將后面兩個天窗炸飛，以便逃生。

XB-70A的風擋由外兩層組成。外層為可動式設計，它與前方的可動式斜面相連接，活動由4個安裝在窗框上的滾軸組件負責。處在升起位置時，斜面和風擋構成一個斜坡，可以大大減小超音速飛行的阻力。完全放下后，風擋和斜面間有24°的夾角，給予飛行員更好的低速飛行視野。機組人員還可以隨意選擇風擋和斜面間的夾角。可動風擋和斜面組件為電力控制、液壓致動，當主系統發生故障時，一個應急系統會將斜面完全放下。風擋還裝有除冰和除雨系統，它從發動機引出高溫廢氣，熱氣通過兩個噴口吹過風擋的可動前緣。固定的內層風擋由5塊1.98米寬的玻璃板構成，窗框由90.7千克重的鈦合金材料制造。內外兩層風擋的內部均設置了除霧裝置。endprint

前衛的氣動設計 XB-70A應用了當時非常新穎的無尾鴨式三角翼布局。鴨翼的主要職責是配平，但在特定情況下也可以與副翼升降舵配合，加強飛機的俯仰控制。鴨翼的主翼面可以在0～6°之間偏轉，發揮配平裝置的作用，后緣的副翼最多可以向下偏轉20°，扮演襟翼的角色。鴨翼前緣的后掠角為31.7°，總面積24.64平方米（濕面積38.64平方米）。鴨翼由波紋鈦合金梁制成的扭力盒的蒙皮構成。前緣為不銹鋼蜂窩結構，后緣為鈦合金結構。

主翼展弦比1.75：1，翼根處弦長35.89米，翼尖弦長0.68米，前緣后掠角65.56°，總面積585平方米。機翼的上下表面被不銹鋼蜂窩夾層板覆蓋。機翼前緣與主翼梁直接相連，翼梁為正弦曲線波紋狀。A/V-1的機翼沒有任何上下反角，但A/V-2擁有5°的上反角。兩架原型機的外翼前緣均有小幅氣動扭曲。翼身結合部長24.3米，機翼上下表面蒙皮蜂窩板的內外層被焊接成一體。焊接的第一步是在內外層面板之間間隙插入一片鎢制焊條，然后用電子束焊槍將內外層焊接起來，以減小鋼板的收縮率。在部件的組裝過程中，焊接總長度超過9.6千米，其中4千米在最后總裝時進行。

為增強高速飛行時的方向穩定性，占主翼面積40%的外翼段可以向下偏轉。每側翼尖的面積為46.45平方米，由6個裝在黑色鎂鈦合金罩內的寇蒂斯-萊特鉸鏈馬達驅動。翼尖可在三個位置之間活動：上、1/2（A/V-1為25°，A/V-2為30°）和下（A/V-1為64.5°，A/V-2為65°）。上位置在起飛、著陸和亞音速飛行時使用；1/2對應超音速飛行；而下位置的用武之地則是超高速飛行（2.5馬赫以上）。折疊翼尖的最大優點是減小了垂尾面積，大大減小了阻力。翼尖完全放下后，它會在機翼底部誘發激波，在“壓縮升力”的基礎上將升力再提高5%。

在最初的設計中，可折疊部分占據了副翼升降舵外側20%的翼展，但風洞實驗表明，必須加大這部分的面積，以確保飛機的方向穩定性。于是，折疊線便向內移至第4和第5副翼升降舵之間。這樣一來，外側的兩個副翼升降舵便不得不安裝到可折疊部分，令控制機構變得更為復雜。當機翼處于正常狀態時，機翼折疊斷開機構會自動將翼尖的副翼升降舵與飛控系統連接起來，機翼折疊時則自動斷開。機輪重量傳感器能阻止翼尖在地面折疊，免得完全放下的翼尖觸地。如果機翼折疊系統無法在飛行中讓翼尖恢復到正常狀態，飛行員可以動用緊急升起系統完成這一動作。每側機翼后緣的副翼升降舵分為6個部分，以減少氣動負載扭曲的影響。每個副翼升降舵翼面有兩臺液壓致動器驅動，能上下偏轉30°。副翼升降舵即可一致運動，也可差動，實現飛機的俯仰和滾轉控制。

XB-70A還裝有一種飛控增益系統，它在操縱桿和飛控系統液壓致動器間建立了與機械連接并行的電信號連接。氣動控制面的偏轉主要由機械控制，電子負責控制小角度偏轉，用于配平。增益系統還有三軸自動阻尼功能。

XB-70A采用了雙垂尾布局，垂直安定面前緣后掠51.76°，面積21.73平方米。需要指出的是，如果北美沒有采用可折疊翼尖，垂直安定面的面積只有達到43.47平方米才能提供相應的方向穩定性。垂直安定面僅前方下緣很小一部分為固定段，剩余部分在雙液壓致動器的控制下發揮方向舵的作用。鉸接線向前傾斜45°，方向對可以左右偏轉12°。

固定支撐基部為多梁、蜂窩板蒙皮構造，它通過機械緊固件安裝在相鄰的翼根處。可動式方向舵同樣是多翼梁、蜂窩板焊接蒙皮結構。

下機身 XB-70A的下部機身為應用了多種不同制造工藝的混合結構。在高速飛行時，特定區域的蒙皮表面溫度將升至375.2℃，而機尾處的內部溫度因發動機產生的巨大熱量而高達482.2℃。下機身基本是為飛機的動力裝置而存在，其前部和后部分別被寬大的進氣道和發動機艙占據，因而北美無法在此處使用全高橫向框架。為了將機翼的扭曲負載傳遞到機身上，北美用多根低矮的橫梁構建了上部橫向框架。兩側較低的橫向框架支撐著發動機裝卸艙門，它們與上部結構組成了完整的橫向結構。翼梁由H-11鋼加工而成，同時使用了網狀鈦合金材料。在機身側面，高強度機械緊固件將蜂窩板夾層翼根部分與H-11鋼框架連接起來，機身上部和下部機身兩側的焊接蒙皮由6A-04V鈦合金制成。發動機艙的4A1-3Mo-1V鈦合金框架被6A1-4V鈦合金蒙皮包裹。

最初的B-70計劃設置兩個炸彈艙。在高能燃料投產無望、被迫改用JP-6燃料后，后部炸彈艙改作燃料箱。及至開工制造時，XB-70A只剩下了一個長8.8米的炸彈艙，艙門距離地面的高度是2.1米。炸彈艙底部串列安裝了兩扇沿同一對軌道前后滑動開合的艙門。受制于軌道的長度，每次只能開啟其中的一扇艙門：當兩扇艙門一道向后方滑動，彈艙4.26米長的前部將被打開，如果只后移后艙門，彈艙的后部將被打開4.26米。由于兩扇艙門有所重疊，彈艙中間的0.3米長度無法使用，因此XB-70攜帶的單件武器的長度不能超過3.96米。需要指出的是，A/V-1和A/V-2沒有安裝武器艙門驅動機械，因而炸彈艙門無法在飛行中開合。A/V-3計劃安裝動力艙門，并在炸彈艙后部設置炸彈吊掛和釋放裝置，可以進行武器投擲試驗。

發動機進氣道 與所有的超音速飛機一樣，XB-70的進氣道是設計中的關鍵一環。為了使進入發動機的空氣從3馬赫的高速減速至亞音速，北美的設計師們絞盡腦汁為XB-70A精心設計了一對相當先進的大型進氣道。XB-70A配備了兩個彼此間相互獨立的進氣道，各為3臺發動機供氣。分割板處的進氣口高度約為2.1米，從進氣口吸入的空氣先經過24.3米長的進氣道，再進入發動機前方的增壓室，后者的面積與一個小型臥室相當，最后才進入發動機。矩形進氣道由焊接不銹鋼蜂窩板制造，只有發動機前方周圍一帶使用了H-11材料。進氣道內安裝了漢密爾頓標準公司生產的進氣控制系統，其功能是調節超音速飛行時進氣道內激波的位置，以助于氣流的減速。每個進氣道內都安裝了矩形可變進氣口、可變截面旁通涵道、邊界層放氣控制巨額進氣口空氣控制系統（AICS）。進氣口的面積由進氣道內的可變斜面調整，每個進氣道內都裝有3個固定斜面、3個可動面板。增壓分流面板和驅動斜面的液壓致動器。固定斜面巨額可動面板身兼三大功能：構成進氣道側壁、在超音速飛行時產生激波和充當邊界層放氣裝置。

大約90%的空氣壓縮工作由進氣道完成，而非發動機。按照設計，進氣道可產生一連串的激波，將3馬赫的氣流減速至不足1馬赫。這些激波始于進氣口隔板前緣產生的主激波，終于進氣道最窄處后方的后激波。在理想狀態下，后激波應該在進氣道最窄處出現，但在突風擾動這類因素的作用下，激波會被“推出”進氣道，誘發“不啟動”現象，并有可能導致發動機停車。在權衡了一番利弊之后，工程師們決定在性能上做出一些犧牲，將激波位置后移，以避免發生“不啟動”。

后掠的隔板通道上的接合面上產生兩股次激波。空氣在進氣道內迂回前進，引發了一連串的激波，到后激波出現時，空氣流速將下降到亞音速。3個可動面板在兩具液壓致動器的控制下，可以根據發動機的實際需求，調節進氣道的截面積，使其在0.28～1.21米間變化。駕駛艙內裝有3個位置開關，供飛行員選擇后激波的位置。

多余的空氣從垂尾前方機翼上表面的6對旁通艙門溢出。6組艙門分別為2個配平器艙門個4組主艙門。每對艙門間相互聯動（一扇艙門向上打開，另一扇向下打開）。旁通艙門的旁通面積可在0～223平方米間變化。

進氣道面板上開有許多小孔，用來吸走緩慢流動感的邊界層遄流，在面板的另一側產生環繞壓力，形成4個獨立的增壓區。每股被吸走的邊界層空氣來自進氣道前方的不同區域。這些空氣在機鼻輪艙后方的階梯排氣口排出，剩余的氣流被導入發動機艙，繞過發動機，為其散熱。北美認為，從進氣道導入的這些空氣能有效減小加力燃燒室的紅外信號特征。

安裝在進氣道致動筒和炸彈艙外壁之間的支撐組建中有兩套“不啟動”傳感器。進氣道“不啟動”是指在飛行中本應在進氣道內產生的激波被推出進氣道外的非正常狀況。炸彈艙后部裝有一套空氣導入組件，它擁有自己的環境控制系統。該裝置在量產機型上將被轉移到其他位置。

（未完待續）

（編輯/一翔）endprint