Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик XB-70 Valkyrie («Валькирия»). США

 

Отправной точкой работ по новому сверхзвуковому стратегическому самолету стало предложение командующего стратегической авиацией ВВС США генерала Кертисса Ли Мея, который в конце 1954 г. поднял вопрос о создании бомбардировщика, обладающего дальностью без дозаправки в полете не менее 11000 км при «максимально возможной» скорости. Этот самолет, пригодный для эксплуатации с существующих аэродромов, должен был заменить В-52 и состоять на вооружении ВВС в 1965-1975 гг. В октябре 1954 г. было выпущено техническое задание по системе оружия WS-110А («Weapons System 110») и объявлен конкурс предварительных проектов стратегического бомбардировщика с крейсерским числом М=0,9 и максимально возможной скоростью на максимальной высоте при прорыве в воздушное пространство потенциального противника на расстояние 1600…1850 км. Поставки нового самолета намечались с 1963 г. В июле 1955 г. 6 фирм представили предварительные проекты, а 11 ноября этого же года фирмы Боинг и Норт Америкен получили заказы на дальнейшую проработку своих эскизных проектов, которые были готовы в апреле следующего года.

    Самой трудной проблемой при проектировании WS-110A было одновременное достижение высокой сверхзвуковой скорости и межконтинентальной дальности полета. Для этого требовалось получить высокое сверхзвуковое аэродинамическое качество — задача, не решенная полностью и в наши дни. В 1950-х годах трудности усугублялись малой экономичностью имевшихся двигателей, недостаточной изученностью аэродинамики сверхзвуковых скоростей, отсутствием высокопроизводительных ЭВМ для проведения расчетов. В результате оба спроектированных самолета по заданию WS-110A имели небывало огромные размеры. Проектом фирмы Норт Америкен предусматривалось создание бомбардировщика массой 340 т с треугольным крылом, к которому крепились дополнительные консоли с расположенными посередине огромными топливными баками. В районе цели консоли с баками, в которых размещалось по 86 т топлива, должны были сбрасываться с последующим разгоном самолета до М=2,3. Фактически это было «звено» из трех аппаратов. Эксплуатировать его с существующих аэродромов не представлялось возможным.

    Оба представленных проекта были отклонены в октябре 1956 г. и, после переработки, вновь представлены фирмами-разработчиками через девять месяцев — к июлю 1957 г. Проектировщики учли требование ВВС уменьшить взлетную массу. Но, главное, они существенно изменили свои проекты под вновь поставленную задачу обеспечить полностью сверхзвуковой полет. Требовалась дальность до 9600 км с крейсерским числом М=2 и возможностью броска с М=3 в районе цели. ВВС, формулируя новое ТЗ, опирались на рекомендации ученых из NACA. которые, по словам X. Драйдена. тогдашнего директора этой организации, добились к тому времени крупных успехов в изучении аэродинамики, прочности и силовых установок сверхзвуковых самолетов.
    Для уменьшения потребного запаса топлива и размерности самолета фирмы Боинг и Норт Америкен решили перейти к бороводородному топливу, предложенному как горючее еще в 1929 г. в Советском Союзе химиком Ю.В.Кондратюком. Предпочтение отдали пентаборану, хотя исследовались также диборан и декаборан. Пентаборан имеет меньшую плотность по сравнению с керосином и, соответственно, занимает больший объем, но, отличаясь высокой теплотой сгорания («высокой калорийностью», как говорили в то время), позволяет снизить массу топлива дальнего самолета. По проекту фирмы Норт Америкен, при уменьшенной почти до 200 т взлетной массе крейсерское число М повысилось с дозвукового до 1,5-2,0, максимальное число М — до 3, дальность полета 9600 км достигалась на крейсерской высоте 15000 м.
    Первое время программа самолета В-70 все же, несмотря на растущую оппозицию, относилась к числу приоритетных. Однако это продолжалось недолго. Первый сбой был связан с бороводородным топливом. Оно оказалось очень дорогим, высокотоксичным и сложным в производстве. В то же время дальность полета при его использовании увеличивалась, как выяснилось, только на 10%. К весне 1959 г., когда завершилось изготовление макета самолета, по заказу ВВС был построен завод стоимостью 45 млн. долл. для производства бороводородного топлива, который, правда, так и не был пущен, поскольку в августе этого же года разработка бороводородного топлива и двигателя J95-GE-5, который на нем работал, была аннулирована. Месяцем позже прекратились работы по трехмаховому истребителю-перехватчику Норт Америкен F-108 «Рапира», двигатели которого также должны были работать на бороводородном топливе. В результате стоимость разработки бомбардировщика увеличилась, так как часть исследований полета с М=3 проводилась по программе самолета F-108.

    Конструкторы фирмы Норт Америкен применили ряд компоновочных мер, направленных на повышение сверхзвукового аэродинамического совершенства. Первым шагом стал традиционный способ — установка цельноповоротного переднего горизонтального оперения (ПГО), играющего роль дестабилизатора и уменьшающего балансировочное сопротивление самолета на сверхзвуке.
    Но этого оказалось недостаточно, и фирма Норт Америкен пошла на риск, использовав новое оригинальное техническое решение. Идея, которая и лежала, главным образом, в основе перехода к полностью сверхзвуковому бомбардировщику, состояла в повышении подъемной силы за счет сжатия воздушного потока. Она была предварительно опробована в ходе экспериментальных исследований NACA (с 1958 г.- NASA) «Compression Lift» в 1955-1956 гг., а в проекте фирмы Норт Америкен успешно реализована путем размещения двигателей в единой подкрыльевой гондоле с применением плоского воздухозаборника, имеющего выдвинутый вперед неподвижный клин. Создаваемая при этом на сверхзвуке система косых скачков уплотнения приводила к образованию области повышенного давления под крылом.

    Еще одним техническим новшеством стали отклоняемые вниз концевые части крыла. Главным их предназначением было повышение путевой устойчивости самолета на больших скоростях. Это позволило уменьшить размеры килей и способствовало росту аэродинамического качества. Дело в том, что отклонение концов крыла приводило к перемещению аэродинамического фокуса самолета вперед, благодаря уменьшению площади крыла вблизи задней кромки и дополнительному снижению балансировочного сопротивления в сверхзвуковом полете. Кроме того, отклонение концевых частей давало увеличение подъемной силы от сжатия потока, так как скачки уплотнения, создававшиеся клином воздухозаборника, отражались от отклоненных законцовок, что еще более повышало давление под крылом. Все это дополнительно увеличивало аэродинамическое совершенство самолета.
    В то же время, поворотные законцовки крыла нового бомбардировщика существенно снижали безопасность полета: при их заклинивании в полностью отклоненном положении самолет не мог совершить безопасную посадку и экипаж должен был катапультироваться.
    Проект Boeing был похож на более поздний СПС (Боинг-2707): дельтавидное крыло с 3 двигателями (каждый отдельно) под каждым крылом.
    Проект фирмы Норт Америкен был признан перспективным. 23 декабря 1957 г. фирма была объявлена победителем конкурса проектов и получила контракт на разработку самолета, которому в феврале следующего года дали обозначение В-70, а в июле — название «Валькирия». Название это было выбрано стратегическим командованием в результате конкурса имен, на который летчики и авиаторы всего мира предложили более 20 тыс. вариантов. Название «Валькирия» — дева, забирающая души павших воинов в иной мир из скандинавской мифологии — предложил сержант Фрэнк В. Сейлер с авиабазы Марч (шт. Калифорния), фотодешифровальщик из разведывательного управления. Ему был присужден приз в размере 500 долл. и путевка для трехдневного посещения Голливуда.
    В выборе военными проекта Норт Америкен сыграло свою роль желание ВВС поддержать эту фирму, портфель заказов которой к тому времени оскудел, так как работы по ракете «Навахо» незадолго до этого прекратились, а производство истребителя F-100 «Супер Сейбр» уже близилось к завершению, и ее финансовое положение было не в пример хуже, чем у Боинга. Предусматривалась постройка 62 самолетов, из них 12 опытных и 50 строевых для формирования первого авиакрыла. Первый полет опытного самолета намечался на январь 1962 г., первое авиакрыло планировалось сформировать к августу 1965 г.

    Американская авиационная пресса высказывалась о новом самолете поначалу весьма оптимистично. В мае 1956 г. сообщалось, что бомбардировщик WS-110 с двигателями на «химическом» топливе должен иметь дальность 10000 статутных миль (около 16500 км) при полете на высоте 21 км и способность достигать числа М=2 над целью. В ноябре 1956 г. писали, что, по сообщению хорошо информированных источников, сверхзвуковые бомбардировщики по проектам Боинга и Норт Америкен будут иметь двигатели на редком химическом топливе (на базе лития, бора и т.д.), смогут достигать М=3…4 и высоту полета около 23 км. Сообщалось и о том, что генерал К. Ли Мей вначале требовал создания бомбардировщика с рабочей высотой 38 км и дальностью около 7200 км. Этот бомбардировщик должен был сближаться с целью на средней сверхзвуковой скорости, сбрасывать нагрузку и уходить от цели при числе М=4…5. В сентябре 1959 г. утверждалось, что В-70 предназначен для доставки ядерного оружия — водородной бомбы с зарядом мощностью 10 Мт «вместе» с баллистическими ракетами. В официальных заявлениях представителей Пентагона и ВВС перечислялись требования к «проектируемым сверхзвуковым бомбардировщикам», в частности: бомбардировщик должен был быть способен длительное время патрулировать в воздухе в состоянии боевой готовности в возможных зонах пуска ракет. Основная цель этого требования — снизить уязвимость бомбардировщиков на земле. Бомбардировщик также должен был быть экономичным при доставке обычного оружия, что могло стать необходимым в случае запрещения атомного оружия. В-70 в этом отношении, кстати, был еще менее экономичен, чем ракеты, так как стоимость самолета по сравнению с ущербом, который он смог бы нанести с применением обычного оружия, настолько высока, что закупка самолетов В-70 становилась совершенно нецелесообразной.
    Первым ударом стало прекращение в декабре 1959 г. разработки В-70 как системы оружия. Новыми планами предусматривалась постройка одного экспериментального ХВ-70 без навигационно-бомбардировочной системы и системы вооружения. ВВС США все же не теряли надежды довести работы по бомбардировщику до серийного производства и в октябре 1960 г. добились восстановления программы разработки самолета как системы оружия. Однако в апреле 1961 г., после прихода президента Кеннеди на смену Эйзенхауэру, программа была вновь сокращена до постройки трех экспериментальных машин, в том числе двух ХВ-70А без боевых систем и с экипажем из двух человек, а также одного ХВ-70В с навигационной системой, вооружением и экипажем из четырех человек.
    К этому времени успешные запуски первой американской МБР «Атлас» подтвердили перспективность ракетного оружия и поставили под сомнение саму необходимость пилотируемых бомбардировщиков. Но, главное, появление в СССР первых дальних мобильных зенитных ракетных комплексов заставило сделать вывод, что по уязвимости сверхзвуковой В-70 будет ненамного лучше дозвукового В-52. Такое все более распространявшееся мнение в дальнейшем подтвердилось, но в то время абсолютной уверенности в подобных прогнозах не было, и программа самолета В-70 вступила в полосу неопределенности, продолжавшуюся в течение почти пяти лет.
    Было предложено три пассажирских варианта бомбардировщика (от минимально модифицированного варианта до глубокой модификации), проводились исследования варианта бомбардировщика В-70 с ядерной силовой установкой. В 1960 г. рассматривалась возможность применения самолета В-70 в качестве сохраняемой первой ступени космических ЛА и, в частности, для ракетоплана «Дайна Сор», но этот проект был отклонен. В 1962 г. одно время изучалось создание разведчика-бомбардировщика RS-70, однако решение было принято в пользу разработки стратегического разведчика Локхид SR-71, а программа ХВ-70 осталась без изменений. Наконец, в марте 1964 г. произошло последнее сокращение программы — до двух двухместных экспериментальных самолетов ХВ-70А без боевых систем. Р. Макнамара, министр обороны в администрации Кеннеди, известный введением критерия стоимость-эффективность для оценки оружия, высказался о «Валькирии» так: «Мы пришли к заключению, что B-70 не сможет повысить мощь наступательного оружия настолько, чтобы оправдать его чрезвычайно высокую стоимость. Учитывая все повышающиеся характеристики ракет класса земля-воздух, а также скорость и высоту полета самолета В-70, он не будет иметь существенных преимуществ (перед имеющимися бомбардировщиками). Мы планируем завершить сокращенную программу разработки, продемонстрировать техническую осуществимость конструкции самолета, а также некоторых основных систем, необходимых для полета с большой скоростью и на большой высоте».
    Несмотря на исследовательскую направленность работ по ХВ-70А, сохранялась вероятность дооборудования самолета в бомбардировщик в случае изменения обстановки, и в СССР испытания «Валькирии»с полным основанием рассматривались как реальная угроза. Даже в 1966-1967 г. г. эта машина в нашей стране считалась не экспериментальной, а боевой.
    Трудоемкость инженерно-технических работ по созданию самолета составила 14,5 млн.чел.-ч, было израсходовано 1,3 млрд. долл. Первому полету самолета предшествовали обширные испытания моделей в аэродинамических трубах, объем которых достиг 14 тыс.ч.

    Первый самолет ХВ-70 был построен в мае 1964 г. и впервые поднялся в воздух 21 сентября 1964 г. В первом полете самолета 01 была достигнута скорость 604 км/ч, во втором — 930, а в третьем — 1185 км/ч. Расчетная скорость, соответствующая числу М=3, была достигнута в 17-м полете 14 октября 1965 г.
    Во время испытаний встретилась проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток «отодрал» от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02 х 0,91 м и 0,20 х 0,97 м) вздувшиеся участки листов.
    В ходе летных испытаний имели место неприятности с шасси — в частности, неразворот тележек основных стоек. На стенде сложная кинематика работала без сбоев, но в полете, после длительного пребывания на сверхзвуке, тележки шасси вышли из отсеков, но в горизонтальное положение не развернулись. После уборки и повторного выпуска шасси тележки все же заняли штатное положение. Причиной этого происшествия оказалось термическое расширение тяг и качалок кинематики основных стоек. Были также случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В ходе одной из таких посадок левая тележка шасси воспламенилась от трения об полосу, а обода двух колес сточились более чем на треть. В то же время, шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень большой массе самолета — 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3-4 посадки, затем он был доведен до 5-10 посадок.
    Второй самолет совершил первый полет 17 июля 1965 г., но просуществовал он менее года: в 46-м полете 8 июня 1966 г. он разбился в результате столкновения с сопровождавшим его истребителем F-104.
    Потеря второй «Валькирии» стала большим ударом по программе скоростных испытаний, так как этот образец самолета был оборудован автоматической системой управления воздухозаборником и летчики предпочитали выходить на числа М>2,5 именно на этом образце ХВ-70. Именно на втором самолете была выполнена оговоренная контрактом задача — продемонстрировать установившийся полет при М=3 продолжительностью не менее 30 мин. Полет с М=3, проходивший 19 мая 1966 г. на высоте около 21 км, длился 32 мин. Тем самым фирма заработала 275 тыс. долл. — вознаграждение, предусмотренное контрактом с ВВС. Испытания оставшегося первого самолета продолжались еще два с половиной года: последний (из более чем 70-и) испытательный полет самолет совершил 17 декабря 1968 г., а 4 февраля 1969 г. стартовал последний раз, чтобы приземлиться на авиабазе Райт-Паттерсон и стать экспонатом музея ВВС. Налет обоих самолетов составил 249 ч 22 мин в 128 полетах, из них 106 ч 48 мин на сверхзвуковых скоростях и 51 ч 34 мин при М>2.
    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 LAMS). 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 F-111, военно-транспортных самолетах Локхид С-5 и С-141, истребителе Макдоннелл Дуглас F-4 и на других самолетах.
    В работах по созданию этого суперсовременного самолета приняло участие более 20 тысяч предприятий и организаций (из них только крылом занимались около 8000), всего было затрачено 14,5 млн. человеко-часов, стоимость программы достигла 1,3 млрд. долл. Но несмотря на это, правительство США аннулировало всю программу В-70 и передало заказ на новый самолет В-1 фирме Рокуэлл Интернэйшнл.

 

 

КОНСТРУКЦИЯ. Самолет схемы «утка» с тонким треугольным крылом и двухкилевым вертикальным оперением.
    При скорости М=3 температура обшивки могла достигать 330°С и в конструкции широко использовалась нержавеющая сталь РН15-7Мо (68%), высокопрочная инструментальная сталь Н11 (17%), титановые сплавы (9% по массе). Применены также нержавеющая сталь АМ-35 (4%) и сплав на никелевой основе Рене-41 (2%). Эти материалы сохраняют высокую прочность в расчетном диапазоне рабочих температур В-70, равном 230-330°С.

    

Для В-70 были первоначально разработаны обычные листовые металлические обшивки, усиленные панели различной конструкции и слоистые панели. Исследования показали, что наилучшие характеристики для большей части планера имеют слоистые панели. В значительной мере это обуславливалось требованием хороших теплоизолирующих свойств. В противном случае, вследствие кинетического нагрева обшивки, температура топлива в баках-отсеках могла превысить 150°С предельно допускаемый уровень температуры топлива на входе в двигатель. В пользу слоистых конструкций говорили и их высокая жесткость (а, следовательно, сохранение гладкой поверхности и высокого аэродинамического качества на больших скоростях), устойчивость к акустической усталости (от колебаний воздушного давления в скоростном полете и шума двигателей) и относительно малая масса.
    Слоистые панели выполнены из нержавеющей стали и имеют сотовый или гофрированный заполнитель. Из них изготовлены обшивка большей части крыла, нижней и верхней поверхности фюзеляжа, килей и другие компоненты. От склейки панелей отказались, так как клееные конструкции не работают при высоких температурах. Сотовый заполнитель припаивается к листам обшивки, а гофрированный заполнитель приваривается точечной сваркой. От инструментальных сталей, как материала для слоистых конструкций, отказались вследствие трудностей, связанных с необходимостью применения антикоррозийных покрытий, и проблем с их обработкой. Пришлось отказаться и от титана, как как лучшие из имевшихся титановых сплавов нельзя было одновременно подвергать пайке и термообработке, а листы из них нельзя было гнуть под углами, требуемыми для получения гофра.
    Во время испытаний встретилась проблема отслоения верхних листов слоистых панелей обшивки в результате производственных дефектов и аэродинамического нагрева конструкции в полете. В нескольких летных происшествиях воздушный поток «отодрал» от самолета и унес значительные по размерам (например, 1,02х0,91 м и 0.20х0.97 м) вздувшиеся участки листов.
    Значительная часть остальной конструкции, не образующей топливных баков-отсеков, выполнена из высокопрочньгх титановых сплавов. Из них изготовлены носовая секция фюзеляжа типа монокок длиной 18,6 м, переднее оперение, хвостовая часть фюзеляжа в зоне отсеков двигателей, лонжероны килей и часть внутренней конструкции поверхностей управления и крыла. Всего в конструкции В-70 используется около 5400 кг титана. Из стали Н11 выполнены многие важные элементы конструкции, в том числе шасси и механизмы складывания крыла, главные лонжероны передней части фюзеляжа и центроплана нал отсеками двигателей. Этот материал настолько прочен, что до В-70 он применялся, главным образом, для изготовления инструментов, а в самолетной конструкции использовался в небольшом количестве только на бомбардировщике A-3J. Всего в конструкции В-70 используется около 10400 кг стали Н11.
    Крыло В-70 имеет удлинение 1,75, средняя аэродинамическая хорда 23,94 м. Длина хорды у корня 35,89 м, на концах 0,67 м, относительная толщина 2% на участке по размаху до 4,72 м и 2,5% на участке от 11,68 до 16,0 м. Угол поперечного V нулевой на самолете N1, положительный +5° на самолете N2.
    Носок крыла в корневой части имеет небольшую кривизну, на участке между фюзеляжем и шарнирами поворота концевых частей используется коническая крутка. Управление тангажом и креном осуществляется с помощью зависающих элевонов (по шесть секций на консоли крыла) общей площадью 36,74 м², отклоняющихся на угол до 25° вниз и до 15° вверх, управление рыскание — с помощью рулей направления общей площадью 35,52 м². Рули направления занимают большую часть килей (поэтому кили ХВ-70 иногда называются поворотными) и имеют наклонные оси шарниров поворота, предельные углы их отклонения составляют +12° при выпущенном шасси и +3° при убранном шасси.

	Скорость (Число М)		0-0,5	0,5-1,4	1,4-3+
	Угол отклонения консолей	XB-70/01	0	25	65
		XB-70/02	0	30	70

    Гидравлически отклоняемые законцовки крыла площадью 48,39 м² (2х48,39 м², немногим более 6 м по задней кромке) были самым большим подвижным аэродинамическим устройством из когда-либо используемых.
    Отклонение консолей во время полета вниз давало сразу три эффекта:

1. Дополнительные вертикальные поверхности повышали путевую устойчивость и позволили уменьшить размеры килей;
2. Сокращение площади задней части крыла уменьшало свойственное треугольному крылу смещение фокуса подъемной силы назад при увеличении скорости, снижая тем самым балансировочное сопротивление в сверхзвуковом полете;
3. «Compression Lift» на 30 процентов повышал аэродинамическое качество самолета.

    На ХВ-70 предполагали достичь сверхзвукового аэродинамического качества 8-8,5, дозвукового — около 12-13. Достаточно высокое крейсерское качество "Конкорда" и Ту-144 — "бесхвосток" без ПГО, было получено благодаря совершенствованию методов аэродинамического расчета, что позволило применить крыло оживальной формы.
    При разработке самолета намечалось, что они будут фиксироваться в трех положениях: 0° при дозвуковой скорости, 25° (на самолете N1) и 30° (N2) при околозвуковых скоростях, 65° (N1) и 70° (N2) при сверхзвуковых скоростях. В реальных полетах отклонение концов крыла в среднее положение практиковалось раньше — на скорости 500 км/ч, почти сразу после уборки шасси. Это связано с тем, что неблагоприятный разворачивающий момент рыскания при отклонении элевонов по крену оказался значительно большим, чем предполагалось. В результате, например, попытки летчиков в условиях скольжения выправить крен действием одних элевонов приводили к еще большему кренению самолета и развитию скольжения. Для координации движения самолета требовалось противоположное отклонение рулей направления, а также повышение боковой устойчивости самолета, что и достигалось ранним отклонением концов крыла. При этом дополнительно уменьшался и разворачивающий момент (правда, с уменьшением управляющего момента крена), поскольку из работы выключались по две секции элевонов, расположенные на концевых частях крыла.
    Фюзеляж типа полумонокок выполнен в соответствии с правилом площадей. Для улучшения обзора при заходе на посадку верхняя панель носовой части фюзеляжа перед лобовым стеклом опускается. Кабина экипажа, состоящего из двух человек, герметическая. На бомбардировщике численность экипажа предполагалось довести до четырех человек за счет включения в него помимо двух летчиков также штурмана-бомбардира и оператора оборонительной системы. В кабине поддерживается давление, соответствующее атмосферному на высоте 2400 м, что позволяет экипажу обходиться без высотных скафандров. Установлены катапультируемые кресла с двумя створками, образующими при закрытии индивидуальные герметические спасательные капсулы с автономной системой наддува и кислородной системой. Капсулы обеспечивают аварийное покидание самолета на высотах от уровня моря до 24000 м. Входная дверь расположена с левого борта впереди переднего оперения.
    Переставное (диапазон углов отклонения 6°) переднее горизонтальное оперение (ПГО) площадью 24,64 м² без подфюзеляжной части и стреловидностью по передней кромке 31,7° используется для продольной балансировки самолета и как дестабилизатор при М>1. Закрылки ПГО площадью 10,16 м² отклоняются на угол до 25° совместно с элевонами при взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парируют момент тангажа, возникающий при взлетно-посадочном зависании элевонов, которое давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при М<0,88 даже при отклонении расположенных на нем закрылков, что приводило к довольно сильной тряске самолета на малых скоростях. Тряска исчезала по мере роста скорости.
    Шасси трехопорное с передней опорой. Двухколесная носовая стойка и основные стойки с четырехколесными тележками убираются назад, тележки при уборке поворачиваются на 90°. Все колеса и пневматики одинакового размера (диаметр пневматиков 1060 мм), рассчитаны на температуру нагрева 180°С. Отсеки шасси охлаждаются до температуры 120°С. Тормоза дисковые, установлены отдельно от колес (для повышения эффективности охлаждения). Применены автоматы торможения. Масса шасси превышает 5400 кг, что составляет примерно 2,5% от взлетной массы самолета. При посадке используются три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси 14,1 м, колея 7,1 м.
    В ходе испытаний были случаи нераскрутки колес на посадке из-за несовершенства тормозной системы, которая блокировала колеса. В то же время шасси и тормоза сработали нормально, когда посадка была совершена при очень высокой массе самолета — 190,5 т. Ресурс основных тормозных колес составлял вначале 3-4 посадки, затем он был доведен до 5-10 посадок.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Двигатели установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя 1,33 м, длина 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещен под фюзеляжем и имеет центральный клин, разделяющий воздухозаборник на два канала, каждый из которых подает воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществляется с помощью трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. Сверху крыла, у его вершины расположены перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена ручная/полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором — полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м состоит из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сопла двигателей сужающиеся-расширяющиеся, обеспечивают непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями. В конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой Норт Америкен на истребителе-перехватчике F-86D.
    Запуск двигателей на земле осуществляется с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускается твердотопливным стартером и затем используется для привода гидродвигателя, от которого производится пуск остальных двигателей.
    Силовая установка доставила немало хлопот испытателям. Так же, как и на «трехмаховом» разведчике SR-71, в полете неоднократно нарушалась расчетная работа воздухозаборника из-за образования выбитой ударной волны на входе. Особенно неблагоприятные последствия наступали при М=3: резко падала тяга, возникали грохот и тряска, самолет совершал непроизвольные движения по крену, тангажу и рысканию. Одной из крупных эксплуатационных проблем с двигателями были их частые повреждения посторонними предметами (заклепками, птицами, льдом из дренажных каналов; подсос предметов с ВПП в воздухозаборники на взлете не отмечался). Титановые лопатки, использованные в компрессоре YJ93, имели значительно большую повреждаемость по сравнению со стальными. Только за неполные первые два года испытаний потребовалось 25 раз снимать двигатели с самолета для ремонта по этой причине.
    Стандартное топливо JP-4 нельзя было использовать из-за высокого давления паров и чрезмерного испарения. Более подходящим оказалось его производное — JP-6 с более низким давлением паров, повышенной термической стабильностью и меньшим осадкообразованием. Топливо размещается в 11 баках-отсеках (шесть в крыле и пять в хвостовой части фюзеляжа). В ходе постройки самолета встретились трудности с герметизацией топливных баков. На первом самолете один из баков не использовался из-за того, что так и не удалось добиться необходимой герметичности. Начало летных испытаний второй машины было сдвинуто на полгода, в основном, из-за дополнительных работ по уплотнению баков.
    Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 ч из-за сложности процедуры, имевшей целью предотвратить самовоспламенение топлива на больших крейсерских высотах. Вначале топливо перекачивалось из заправщика во второй пустой заправщик, где продувалось сухим азотом под высоким давлением (для вытеснения кислорода), и лишь потом поступало в топливные баки, которые в полете также наддувались азотом.
    На бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Система управления бустерная необратимая с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления тросовая, ПГО — жесткая. Возможно ручное управление рулями направления и ПГО. Установлена электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивающая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.
    Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 27,5 МПа (280 кгс/см2), способной работать при температуре от -54 до 230°С (кратковременно до 340° С). Гидросистема состоит из четырех независимых, одновременно работающих систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначена для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, аварийного генератора. Приводы поверхностей управления и концов крыла двухкамерные.
    Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) с питанием через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ А (240/416 В, 440 Гц), приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ А с приводом от гидродвигателя.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входят инерциальная навигационная система с гиростабилизированными платформами и астронавигационная система с блоком астросопровождения. Вычислитель позволял осуществлять полет по запрограммированному маршруту, непрерывно определял текущее местоположение самолета, время полета и расстояние до цели. Использовалась также радионавигационная система TACAN, система опознавания госпринадлежности, аппаратура для встречи бомбардировщика с самолетом-заправщиком и для посадки по приборам.
    На бомбардировщике предполагалось применить доплеровский радиолокатор фирмы Дженерал Электрик с высокой разрешающей способностью. Экспериментальный образец РЛС прошел летные испытания.
    Оборонительная система, разрабатывавшаяся фирмой Вестингауз, должна была включать 
радиолокационные и ИК станции помех. Рабочее место оператора оборонительной системы располагалось за креслом командира экипажа. Предполагалось, что общая масса авионики на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.
ВООРУЖЕНИЕ. Бомбоотсек длиной 9,1 м располагается в нижней центральной части фюзеляжа между изогнутыми каналами воздухозаборника. В нем предполагалось размещать ядерные и обычные бомбы. В начале программы намечалось также в бомбоотсеке устанавливать баллистические ракеты, а под крылом подвешивать управляемые крылатые ракеты, т.е. планировалась схема, реализованная позднее на дозвуковом бомбардировщике В-52. Однако впоследствии от внешней подвески отказались. Программа баллистической ракеты Мартин WS-199B «Болд Орион», первоначально предназначавшейся для В-70, была отменена. Двухступенчатая баллистическая ракета AGM-48 «Скайболт», разработка которой началась в 1959 г. также с прицелом на внутреннее размещение в фюзеляже В-70, в конечном итоге при длине 11,6 м не умещалась в бомбоотсеке не только «Валькирии», но и В-52, для которого предназначалась прежде всего. Предлагалось использовать на «Валькирии» одноступенчатый вариант «Скайболта», но это предложение также не реализовали.
    После того, как В-70 переклассифицировали в экспериментальную машину, в бомбоотсеке расположили аппаратуру системы управления воздухозаборником массой 2,0 т и аналого-цифровую записывающую аппаратуру массой 2,7 т, способную регистрировать до 1050 параметров. Регистрирующая аппаратура вначале могла работать непрерывно в течение 40 мин. К июню 1965 г. время записи было увеличено до 63-64 мин, в дальнейшем, благодаря применению более тонкой ленты, его увеличили до 90 мин. До 80 млн. бит информации собиралось за один полет.

Описание
Разработчик		North American
Обозначение		XB-70
Кодовое наименование НАТО		Valkyrie
Тип		Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик
Экипаж, чел.		4 (2)
Геометрические и массовые характеристики
Длина самолета, м		57,61
Высота самолета, м		9,14
Размах крыла, м		32
Площадь крыла, м2		585,07
Угол стреловидности крыла	по передней кромке	65,57°
	по линии 1/4 хорд	58,79°
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2		410
Взлетная масса, кг	максимальная расчетная	251500
	типовая фактическая	236000…240000
Нормальная посадочная масса, кг		143000
Масса конструкции, кг		более 58000
Полный запас топлива, кг (л)		более 138000 (178000)
Силовая установка
Число двигателей		6
Двигатель		ТРДФ GE XY-93 (YJ93-GE-3)
Тяга двигателя, кгс(кН)	максимал	11350 (111,3)
	на форсаже	14060 (137,9)
Летные данные
Максимальная скорость полета на высоте, км/ч (М=)		3218 (3,08)
Крейсерская скорость, М		1,52
Взлетная скорость, км/ч		350
Посадочная скорость, км/ч		335
Практический потолок, м		более 21000
Максимальная дальность (расчетная), км		12000
Радиус виража при М=3, км		не менее 160
Время выполнения разворота на 180° с креном 20°, м		13
Вооружение
Вооружение