汪晓诚

拿今天的眼光来看，鸭式三角翼布局早已算不上什么新鲜事物。但在50多年前的上世纪50年代，鸭式布局几乎还从未有过在实用型作战飞机上成功应用的先例。北美公司为WS-110A选择鸭式布局可以说是一个非常大胆，甚至有些离经叛道的举动。但北美对这一布局却是信心满满。任何飞机在经历跨音速飞行阶段时，都会因压力中心的后移而遭遇稳定性问题。这种移动可以通过配平升降舵予以纠正，但此举会加大机翼攻角，带来更大的飞行阻力，进而影响飞机的航程或速度。在B-70上，通过鸭翼后缘的小型襟翼向下偏转即可阻止压力中心的移动，而主翼的攻角仍能保持原状。这样一来，飞机的配平动作就不会对航程或速度产生负面影响。

鸭翼还有助于改善三角翼飞机着陆时机鼻必须大角度上仰的缺点。当低速飞行放下襟翼时，鸭翼的襟翼可以向下偏转25°，机鼻随之向上仰起，这时可以通过前推操纵杆使主翼的副翼升降舵向下偏转予以纠正。副翼升降舵此时发挥了后缘襟翼的作用，不会导致机翼升力出现下降。着陆角度因此得以减小，升阻比也因之增加，使飞机的着陆速度与同时代的高性能飞机基本相当。

反对者们指出，鸭翼设计在高攻角状态下，往往会出现俯仰和方向稳定性问题，发动机进气口和机翼周围还存在气流扰动现象。北美的工程师们一反让鸭翼充当水平安定面的常规做法，只让B-70上鸭翼发挥配平装置作用，俯仰和滚转控制由副翼升降舵负责。至于气流扰动，考虑到鸭翼和进气口相距甚远，工程师们认为这算不上严重问题。他们的假设也得到了14000小时风洞测试的支持。

设计演化 B-70在1958年夏季经历了布局的首次重大变化：总重从219吨上升至243.6吨，主要原因是将两个炸弹舱中一个改为燃料箱，机体结构、起落架和轮胎也因重量的上升而加强。之所以要增加一个油箱，主要是因为高能燃料项目进展缓慢，无法在短期内取得成果，飞机不得不完全依靠常规的JP-4和JP-3燃料，这样会导致航程下降10%。此外，B-70的机翼和鸭翼的厚度有所减小，令升阻比大增。经过这些改变后，飞机的航程增加了926千米，从9630千米升至10556千米。

至1958年年底，更多的改进措施将航程进一步提高至12110千米，而飞机的总重仍保持不变。翼尖折叠线从原来的80%翼展处改在60%翼展处，可折叠部分翼面面积与B-58机翼总面积不相上下。这个改进不仅改善了方向稳定性，垂直安定面的面积也因之缩小了一半，大大减小了阻力。与此同时，可动风挡与斜面、可变进气口和可配平鸭翼也被引入B-70的设计中。原来的常规座舱会在超音速飞行时产生很大阻力，能在降落时下降的斜面大大改善了这一问题，同时仍能为飞行员提供足够的视野驾驶飞机。新的鸭翼能偏转至0～6°之间的任意位置，以发挥配平作用。原本全权负责配平的鸭翼襟翼现在只能选择0°或20°两个位置，加上鸭翼6°的偏转角，襟翼的实际最大偏转角可达26°。机翼面积从557平方米增至585平方米，前缘外侧略有扭转，以减少超音速阻力。J93发动机的涡轮进口温度也有所提高，降低了巡航飞行时的耗油量。

差不多在同一时期，F-108的模型于1959年2月26日接受了审查，空军提出了不少修改意见。该机于1959年5月15日被正式命名为“轻剑”，预计于1961年3月实现首飞。空军宣称需要480架。

B-70的发展与工程检查（DEI）于1957年3月2日在加州英格尔伍德的北美工厂进行，同年3月20日又完成了模型审查。在两次审查中，空军提出了761项修改意见，最为重要的一项是命令B-70增加携带空地导弹和外挂副油箱的能力，这将使其总重上升7938千克（含导弹）。导弹的具体情况不明（可能是GAM-87），但这时飞机的IBM攻击系统已经被正式称为“轰炸、导航和导弹制导系统”。

为保证飞机总重不变，北美削减了燃料携载量，航程随之下滑至11718千米。空军指示北美在总重不超过106.8吨的前提下，将航程恢复到原先的水平。北美拿出了一些小改措施，预计不携带导弹和副油箱时的航程将增至12038千米，一次空中加油可以把航程增加至14633千米，足以覆盖96%的预定目标。

再度推迟 1959年1月，发动机项目又一次接受重新评估。这次审查的结果是，普拉特·惠特尼在管理和签约方面险胜，而通用电气的发动机更受好评。此外，通用电气已经用高能燃料完成了加力燃烧室的全面试验。J58的优势是机械结构较为简单，更易于生产。评估还发现，两种发动机在技术上并无不当之处，两者间的差距极小，只能从技术角度出发从中选出一台。

但两种发动机在机械方面仍有一个重要差别。飞机的巡航能力很大程度上取决于收敛-扩张喷管的效率，任何细微的差别都会使航程出现不均匀的变化。J93使用了机械致动喷口，通用电气在J79上就证明了这种喷口的效率。相比之下，普-惠为J58发展的气动控制喷口还没有通过试验的检验，存在一定的研制风险。

空军最后还是决定让J93充当B-70和F-108这两款北美飞机的动力装置。至于J58，尽管它原本是一个海军的技术项目，但后来还是在中情局和空军的“黑鸟”侦察机上找到了用武之地。

1959年下半年的一系列决定严重影响了空军研发项目的进度，其中B-70所受到的冲击最大。一如预料，国防部于1959年8月10日取消了高能燃料计划，本拟为B-70配套的J93-GE-5发动机也随着高能燃料计划的下马而丧失了存在价值，与燃料一道被取消。截至1959年7月10日，时运不济的J93-GE-5的高能燃料加力燃烧室已在俄亥俄州的皮尔布斯接受了3小时10分钟的测试。阿诺德工程发展中心和NASA刘易斯研究中心也各进行了3小时和1.5小时的试验。此外，高能燃料还在1架F-101A的一台改进型J57发动机上完成了5次飞行。

J93-GE-5发动机和高能燃料的下马一度在B-70项目内部引发了强烈的危机感，但实质上的冲击却非常有限。高能燃料的主要作用是加大航程，使飞机具备洲际攻击的能力，但将2号炸弹舱改为燃料箱、优化气动设计后，B-70的航程已有了惊人的飞跃。与此同时，石油厂商研制出了一种新型燃料——JP-6，其效能相比JP-4有了显著提高，而且与老式燃料有可替换性。与硼基燃料不同，JP-6不要求发动机采用特殊材料和燃料系统。由于燃烧更为充分，相对当时的标准航空燃料，JP-6对环境的危害非但没有加深，反而可能还要好一些。endprint

分析显示，使用JP-6的J93-GE-3与使用HEF-3的J93-GE-5在航程上不相上下。当然，改用JP-6也有自身的缺点，它所产生的推力要略逊于HEF-3，增加了起飞滑行距离，空中加油的高度也有所下降。最为关键的是，J93-GE-3能在起飞时提高涡轮进口温度，产生更大的推力提高爬升率，解决了热天一台发动机失效时起飞的爬升率问题。

更为糟糕的事情接踵而至：1959年9月24日，F-108被取消。F-108与B-70共享大量的技术和机载设备，为B-70分担了大量研制经费，它的下马使B-70项目至少蒙受了1.8亿美元的损失。

火药时代的弓箭 1959年11月，时任总统德怀特·艾森豪威尔向空军总参谋长表示，称他无法理解B-70的军事价值。尽管怀特上将举出大量支持B-70的论据，但总统却不为所动，并强调说，按当时的拨款水平看，B-70还要花费8～10年才能投入使用。此时，美国已经把战略武器的重点放到了洲际战略导弹上。总统最后虽然勉强同意对B-70另眼相看，但同时又指出，在导弹时代谈论轰炸机就像在火药时代谈论弓箭。

但即使在受到所谓的“另眼相看”后，B-70也没有获得总统的认可。1959年12月1日，空军宣布取消B-70量产计划，只完成一架原型机，大部分子系统研制计划也被一并取消。少数几种幸存的子系统包括IBM的导航-轰炸系统，将获准进行有限的开发。项目之所以走到了下马的边缘，一般被归咎于预算不足，但政府的反轰炸机立场恐怕才是更为直接的原因。

然而，在1960年的总统选战中，共和、民主两党又对B-70重新产生了兴趣。于是，空军部便于1960年8月趁机重新启动了B-70的全面研制工作，8月1日签下了研发YB-70的合同，准备制造1架XB-70和11架YB-70服役测试飞机，以验证飞机的作战能力。国会也向B-70项目拨付了2.65亿美元的经费，看起来该项目又重新走上了正轨。

1960年9月，北美接到了设计、制造12架飞机的命令，并且恢复了研制主要子系统的合同。至10月中旬，与威斯汀豪斯签订的防务系统合约恢复执行，与摩托罗拉签订的任务与交通控制系统合约在11月重新启动。空军和北美还让IBM重新开始研制攻击电子系统。但不幸的是，B-70项目的这次复活只是昙花一现。

在劫难逃 刚刚入主白宫后不久，约翰·F·肯尼迪便迫不及待地准备向B-70项目开刀。与前任艾森豪威尔一样，肯尼迪也对研制B-70的必要性深感怀疑，而新任国防部长罗伯特·麦克纳马拉更是反对发展任何有人驾驶轰炸机。1961年3月28日，肯尼迪建议调整B-70项目，以重新审视一款3倍音速飞机作为轰炸机的“潜在价值”。肯尼迪强调，只需要制造少量的YB-70以及继续研制IBM的轰炸-导航系统。

总统的这番表态令空军别无选择，只得再次把B-70降格为原型机研制项目。这次调整于1961年3月31日正式生效，北美当天接到了只生产3架XB-70A原型机的命令。

首架原型机——航空器1号（A/V-1）获得了62-00001的序列号，这个序号原来在1959年12月项目重组计划中被分配给唯一一架B-70原型机。另外两架原型机的序列号为62-0207（A/V-2）和62-0208（A/V-3）。没有记录表明，11架YB-70曾获得任何序列号。

部分资料将第3架原型机称为XB-70B，但用的更多的还是YB-70A这个编号。该机不但会应用A/V-2上的全部改良措施，而且将装备IBM轰炸-导航系统样机和实用的炸弹舱，可对飞机的军事能力进行验证。4名机组人员位于机鼻处的驾驶舱内，他们分别是前排的飞行员和副驾驶、后排的防卫系统操纵员和攻击系统操纵员，每人都坐在一个封闭式弹射座椅内工作。可以肯定的是，由于防御电子系统被取消，防卫系统操纵员只能在试飞中承担其他工作。A/V-3的鸭翼外形为减小阻力而略作修改，因A/V-3增加2名乘员的电子设备这一情况，飞机上的液压、电气和环境控制系统都将作出较大幅度的改动。

拜项目重组所赐，通用电气J93发动机项目也没逃过降格的命运，量产计划被取消，沦为试验发动机XJ93，且无需通过量产发动机的认证试验，只需通过试验发动机初始飞行鉴定测试就算万事大吉。通用电气还放弃了会导致开支增加的设计完善和减重工作，发动机将以比量产型重68千克的状态上机。

鉴于B-70投产无望，空军立即开始考虑其替代品。1961年5月，空军讨论以空地导弹为武器的改进型B-58、特制远程导弹发射飞机、改装运输机发射弹道导弹、重启核动力飞机以及兼顾攻击能力的侦察机型B-70。同年8月，参议院再次尝试拯救B-70项目，要求为其制定生产计划，使之能尽快投产，但遭到了麦克纳马拉的断然拒绝。

1963年3月，国会指示空军为B-70的侦察/攻击型拟定研制计划，该机通常被称为RS-70。同年4月，空军系统司令部指挥官伯纳德·A·施里弗牵头的一个小组为RS-70制定出了几套方案，最佳发展计划将耗资16亿美元，RS-70预计将在两年内实现首飞。RS-70计划虽然搞得有鼻子有眼，但终因马克纳马拉拒绝移交国会已经拨付的研制经费而作罢。设法让“女武神”投产、装备部队的最后一次努力就这样以失败告终。

克服难题 量产型B-70轰炸机计划虽然告吹，但仅剩的2架XB-70A的制造工作仍按部就班地进行。作为一款科技含量极高的军用飞机，XB-70A的发展算是相当顺利，但也遇上了两个不大不小的难题，所幸很快都被化解。

第一个问题出现在不锈钢蜂窝板蒙皮的制造和装配上，这一问题导致首架原型机A/V-1在高速飞行中，时常出现蒙皮脱落现象。不同于同时代的“黑鸟”，XB-70的主要结构材料是不锈钢，而非钛合金。当时美国的钛合金产量非常有限，应付“黑鸟”这样的小批量生产项目还算绰绰有余，但对于原计划大批量生产的B-70就无能为力了。很可能正是出于这个原因，美国空军“建议”北美寻找其他材料来制造B-70。选型委员会曾指出，波音倾向于用钛合金制造飞机，但这一点是否影响了波音在竞标中的得分就不得而知了。endprint

XB-70A机体净重68吨，比满载状态的“黑鸟”还要略重一点。北美为飞机选择的材料中，一种名为PH-15-7-MO的不锈钢蜂窝板占到了69%。每架XB-70上的这种材料的使用量为1858平方米。这种材料具有重量轻、强度高、气动光洁度优良、高温热传导率低、高温强度变化小及抗疲劳性能好等一系列优点。此外，易于生产和成本低廉也是它被北美相中的原因之一。但随着北美开始大批量采购这种材料，其优异的性能能否在XB-70A上兑现成为了一大悬念。

至少在首架原型机上，这种材料就暴露出一些严重问题。在高速飞行中，A/V-1曾频频出现蒙皮脱落现象，有时甚至发生过大片蒙皮从机体剥落的问题。最为严重的一次事故中，A/V-1机翼前端与翼身结合部的一个三角形构件在飞行中掉落，部分残骸被吸入进气道，致使6台发动机全部报废。工程师们将问题归咎于生产工艺上，北美随后加强了质量控制，改善了装配工艺。经过一系列的努力后，蒙皮脱落现象在A/V-2上基本被杜绝，仅在高速飞行中发生过一次大面积蒙皮脱落事故。北美认定蒙皮问题得到了妥善的解决，而空军也没有表示出过度的担忧。不过，这种材料在量产机型上大规模应用时的表现，仍是一个值得怀疑的问题。

另一个难题是燃料箱泄漏。为了使用硼基燃料，XB-70燃料箱从一开始就被设计成高压式，内部充满着氮气，必须承受0.68个大气压的压力，同时不能出现漏油现象。但A/V-1在首次试验中就发生了严重的漏油。泄漏的主因被归结于燃料箱焊接处销钉存在裂纹，对泄漏处进行焊接却无济于事。在经过多次尝试后，北美决定在燃料箱内部敷设一层密封剂：工人们先在燃料箱内部涂上一层密封剂，然后用电热毯对其进行热处理（工人无法进入的地方用电吹风处理），这项工作须反复进行6次。测试证明，这个处理方法确实管用，只有尾部的5号燃料箱未能得到修复。这个U形燃料箱位于机尾，由于体积很小，北美认为不值得为之耗费宝贵的时间，遂将其油泵拆除，将它变成一个摆设。

需要指出的是，用密封剂处理漏油的措施并不适用于量产型飞机。依照工程师们的观点，这种密封剂的寿命只有1000小时，到期后必须先设法将之去除，然后重新涂布。不过， XB-70A的试飞项目只有区区180小时的飞行时间，这算不上个问题。A/V-2对焊接采取了更严格的质量控制，燃料泄漏现象要轻微得多。

技术奇迹

无论在何时何地，XB-70A都是一款引人注目的飞机，独特的设计和硕大的体形为它带来了强烈的视觉冲击力。在赋予“女武神”超凡性能的同时，北美没有忘记为它打造一副漂亮的外壳，几乎任何见过XB-70A的人都会不禁对其高贵的外表、华美的线条赞不绝口。这种惊世之美在大飞机中恐怕只有后来的“协和”超音速客机能与之比肩。

论及技术层面，XB-70A同样傲视群雄。由于要满足以3倍音速持续飞行这一苛刻要求，北美在XB-70A上大量应用了当时的高新科研成果，整架飞机的技术含量在上世纪60年代初可谓首屈一指，当中可以找到许多极富创意的设计，即使用今天的眼光来看也不乏新意。

前机身与驾驶舱 XB-70的机身被巨大的机翼分割为泾渭分明的两个部分，前机身细长，常被戏称为“脖子”，它在驾驶舱的后上方安装一对鸭翼。前机身为半单壳结构，横截面大体呈圆形，但在驾驶舱部位过渡为平顶造型。前机身内部构造由铆接钛合金框架和H-11钢制纵梁构成，外部被钛合金蒙皮覆盖。机头的大型鼻锥用Vibran材料层压而成，内部可容纳攻击和导航雷达。

前两架XB-70A原型机采用了双人驾驶体制，飞行员和副驾驶并排坐在独立的弹射座椅上。A/V-3和实用型飞机将在2两名飞行员身后增加1名攻击系统操纵员和1名防御系统操纵员。每具弹射座椅都自备氧气和气压系统，能在弹射过程中为机组人员提供全方位的保护。发生紧急情况时，机组人员可以临时将弹射座椅密封起来，封闭的座椅前部设有窗口，供飞行员读取仪表读数。在封闭状态下，飞行员只能对发动机施加有限的调整。弹射座椅封闭后，机组人员之间的通话麦克风将自动启动，帮助机组人员间交流。这种弹射座舱能在速度161～3218.6千米/时、高度0～24.4千米的范围内安全弹射。

飞行员借助弹射座椅上的一根手柄来控制座舱的开合与弹射，向上拉动手柄，座椅的舱门便会被自动合上，这时如果按下手柄内的一个按钮，弹射座椅就会在火箭的推动下冲出座舱，接着座椅会伸出两根平衡杆，以免在空中翻滚，在下降的过程中，气压控制的致动器会打开降落伞和冲击减震器。在水面溅落时，两根平衡杆提供座椅的自恢复功能，而封闭的座椅本身可以在水面长时间漂浮。救生设备收藏在座舱左右上方和地板上。这些设备包括防寒服、救生筏、急救包、信号设备和口粮。

B-70的仪表板混装了传统的原型仪表和60年代一度颇为流行的垂直“条状”仪表。仪表采用彩色编码，依靠白光照明。

从理论上讲，XB-70A的驾驶舱环境可供让机组人员身着便服工作，但每当进行15.2千米以上高度飞行时，他们仍将身穿加压服。驾驶舱内的温度可以按照机组的喜好在5.5～40.5℃之间调整。正常情况下，驾驶舱内的气压会保持在2438米高度的水平，如果系统出现故障，空气冲压装置会把驾驶舱的气压保持在12.2千米高度的水平，这时机组人员必须佩戴氧气面罩，但不必穿上加压服。

驾驶舱的出入口设在鸭翼前方的机身左侧，距离地面的高度足有5.18米，只有借助特制的登机梯才能进出飞机。登机梯在使用时必须格外小心，以免撞伤机体表面，危及飞机在3马赫速度飞行时的安全。驾驶舱顶部设置了4扇天窗，分别对应量产机型的4个座位。在XB-70A上，前面两个天窗在弹射时会被炸飞；机组人员可以在地面将后面两个天窗炸飞，以便逃生。

XB-70A的风挡由外两层组成。外层为可动式设计，它与前方的可动式斜面相连接，活动由4个安装在窗框上的滚轴组件负责。处在升起位置时，斜面和风挡构成一个斜坡，可以大大减小超音速飞行的阻力。完全放下后，风挡和斜面间有24°的夹角，给予飞行员更好的低速飞行视野。机组人员还可以随意选择风挡和斜面间的夹角。可动风挡和斜面组件为电力控制、液压致动，当主系统发生故障时，一个应急系统会将斜面完全放下。风挡还装有除冰和除雨系统，它从发动机引出高温废气，热气通过两个喷口吹过风挡的可动前缘。固定的内层风挡由5块1.98米宽的玻璃板构成，窗框由90.7千克重的钛合金材料制造。内外两层风挡的内部均设置了除雾装置。endprint

前卫的气动设计 XB-70A应用了当时非常新颖的无尾鸭式三角翼布局。鸭翼的主要职责是配平，但在特定情况下也可以与副翼升降舵配合，加强飞机的俯仰控制。鸭翼的主翼面可以在0～6°之间偏转，发挥配平装置的作用，后缘的副翼最多可以向下偏转20°，扮演襟翼的角色。鸭翼前缘的后掠角为31.7°，总面积24.64平方米（湿面积38.64平方米）。鸭翼由波纹钛合金梁制成的扭力盒的蒙皮构成。前缘为不锈钢蜂窝结构，后缘为钛合金结构。

主翼展弦比1.75：1，翼根处弦长35.89米，翼尖弦长0.68米，前缘后掠角65.56°，总面积585平方米。机翼的上下表面被不锈钢蜂窝夹层板覆盖。机翼前缘与主翼梁直接相连，翼梁为正弦曲线波纹状。A/V-1的机翼没有任何上下反角，但A/V-2拥有5°的上反角。两架原型机的外翼前缘均有小幅气动扭曲。翼身结合部长24.3米，机翼上下表面蒙皮蜂窝板的内外层被焊接成一体。焊接的第一步是在内外层面板之间间隙插入一片钨制焊条，然后用电子束焊枪将内外层焊接起来，以减小钢板的收缩率。在部件的组装过程中，焊接总长度超过9.6千米，其中4千米在最后总装时进行。

为增强高速飞行时的方向稳定性，占主翼面积40%的外翼段可以向下偏转。每侧翼尖的面积为46.45平方米，由6个装在黑色镁钛合金罩内的寇蒂斯-莱特铰链马达驱动。翼尖可在三个位置之间活动：上、1/2（A/V-1为25°，A/V-2为30°）和下（A/V-1为64.5°，A/V-2为65°）。上位置在起飞、着陆和亚音速飞行时使用；1/2对应超音速飞行；而下位置的用武之地则是超高速飞行（2.5马赫以上）。折叠翼尖的最大优点是减小了垂尾面积，大大减小了阻力。翼尖完全放下后，它会在机翼底部诱发激波，在“压缩升力”的基础上将升力再提高5%。

在最初的设计中，可折叠部分占据了副翼升降舵外侧20%的翼展，但风洞实验表明，必须加大这部分的面积，以确保飞机的方向稳定性。于是，折叠线便向内移至第4和第5副翼升降舵之间。这样一来，外侧的两个副翼升降舵便不得不安装到可折叠部分，令控制机构变得更为复杂。当机翼处于正常状态时，机翼折叠断开机构会自动将翼尖的副翼升降舵与飞控系统连接起来，机翼折叠时则自动断开。机轮重量传感器能阻止翼尖在地面折叠，免得完全放下的翼尖触地。如果机翼折叠系统无法在飞行中让翼尖恢复到正常状态，飞行员可以动用紧急升起系统完成这一动作。每侧机翼后缘的副翼升降舵分为6个部分，以减少气动负载扭曲的影响。每个副翼升降舵翼面有两台液压致动器驱动，能上下偏转30°。副翼升降舵即可一致运动，也可差动，实现飞机的俯仰和滚转控制。

XB-70A还装有一种飞控增益系统，它在操纵杆和飞控系统液压致动器间建立了与机械连接并行的电信号连接。气动控制面的偏转主要由机械控制，电子负责控制小角度偏转，用于配平。增益系统还有三轴自动阻尼功能。

XB-70A采用了双垂尾布局，垂直安定面前缘后掠51.76°，面积21.73平方米。需要指出的是，如果北美没有采用可折叠翼尖，垂直安定面的面积只有达到43.47平方米才能提供相应的方向稳定性。垂直安定面仅前方下缘很小一部分为固定段，剩余部分在双液压致动器的控制下发挥方向舵的作用。铰接线向前倾斜45°，方向对可以左右偏转12°。

固定支撑基部为多梁、蜂窝板蒙皮构造，它通过机械紧固件安装在相邻的翼根处。可动式方向舵同样是多翼梁、蜂窝板焊接蒙皮结构。

下机身 XB-70A的下部机身为应用了多种不同制造工艺的混合结构。在高速飞行时，特定区域的蒙皮表面温度将升至375.2℃，而机尾处的内部温度因发动机产生的巨大热量而高达482.2℃。下机身基本是为飞机的动力装置而存在，其前部和后部分别被宽大的进气道和发动机舱占据，因而北美无法在此处使用全高横向框架。为了将机翼的扭曲负载传递到机身上，北美用多根低矮的横梁构建了上部横向框架。两侧较低的横向框架支撑着发动机装卸舱门，它们与上部结构组成了完整的横向结构。翼梁由H-11钢加工而成，同时使用了网状钛合金材料。在机身侧面，高强度机械紧固件将蜂窝板夹层翼根部分与H-11钢框架连接起来，机身上部和下部机身两侧的焊接蒙皮由6A-04V钛合金制成。发动机舱的4A1-3Mo-1V钛合金框架被6A1-4V钛合金蒙皮包裹。

最初的B-70计划设置两个炸弹舱。在高能燃料投产无望、被迫改用JP-6燃料后，后部炸弹舱改作燃料箱。及至开工制造时，XB-70A只剩下了一个长8.8米的炸弹舱，舱门距离地面的高度是2.1米。炸弹舱底部串列安装了两扇沿同一对轨道前后滑动开合的舱门。受制于轨道的长度，每次只能开启其中的一扇舱门：当两扇舱门一道向后方滑动，弹舱4.26米长的前部将被打开，如果只后移后舱门，弹舱的后部将被打开4.26米。由于两扇舱门有所重叠，弹舱中间的0.3米长度无法使用，因此XB-70携带的单件武器的长度不能超过3.96米。需要指出的是，A/V-1和A/V-2没有安装武器舱门驱动机械，因而炸弹舱门无法在飞行中开合。A/V-3计划安装动力舱门，并在炸弹舱后部设置炸弹吊挂和释放装置，可以进行武器投掷试验。

发动机进气道 与所有的超音速飞机一样，XB-70的进气道是设计中的关键一环。为了使进入发动机的空气从3马赫的高速减速至亚音速，北美的设计师们绞尽脑汁为XB-70A精心设计了一对相当先进的大型进气道。XB-70A配备了两个彼此间相互独立的进气道，各为3台发动机供气。分割板处的进气口高度约为2.1米，从进气口吸入的空气先经过24.3米长的进气道，再进入发动机前方的增压室，后者的面积与一个小型卧室相当，最后才进入发动机。矩形进气道由焊接不锈钢蜂窝板制造，只有发动机前方周围一带使用了H-11材料。进气道内安装了汉密尔顿标准公司生产的进气控制系统，其功能是调节超音速飞行时进气道内激波的位置，以助于气流的减速。每个进气道内都安装了矩形可变进气口、可变截面旁通涵道、边界层放气控制巨额进气口空气控制系统（AICS）。进气口的面积由进气道内的可变斜面调整，每个进气道内都装有3个固定斜面、3个可动面板。增压分流面板和驱动斜面的液压致动器。固定斜面巨额可动面板身兼三大功能：构成进气道侧壁、在超音速飞行时产生激波和充当边界层放气装置。

大约90%的空气压缩工作由进气道完成，而非发动机。按照设计，进气道可产生一连串的激波，将3马赫的气流减速至不足1马赫。这些激波始于进气口隔板前缘产生的主激波，终于进气道最窄处后方的后激波。在理想状态下，后激波应该在进气道最窄处出现，但在突风扰动这类因素的作用下，激波会被“推出”进气道，诱发“不启动”现象，并有可能导致发动机停车。在权衡了一番利弊之后，工程师们决定在性能上做出一些牺牲，将激波位置后移，以避免发生“不启动”。

后掠的隔板通道上的接合面上产生两股次激波。空气在进气道内迂回前进，引发了一连串的激波，到后激波出现时，空气流速将下降到亚音速。3个可动面板在两具液压致动器的控制下，可以根据发动机的实际需求，调节进气道的截面积，使其在0.28～1.21米间变化。驾驶舱内装有3个位置开关，供飞行员选择后激波的位置。

多余的空气从垂尾前方机翼上表面的6对旁通舱门溢出。6组舱门分别为2个配平器舱门个4组主舱门。每对舱门间相互联动（一扇舱门向上打开，另一扇向下打开）。旁通舱门的旁通面积可在0～223平方米间变化。

进气道面板上开有许多小孔，用来吸走缓慢流动感的边界层遄流，在面板的另一侧产生环绕压力，形成4个独立的增压区。每股被吸走的边界层空气来自进气道前方的不同区域。这些空气在机鼻轮舱后方的阶梯排气口排出，剩余的气流被导入发动机舱，绕过发动机，为其散热。北美认为，从进气道导入的这些空气能有效减小加力燃烧室的红外信号特征。

安装在进气道致动筒和炸弹舱外壁之间的支撑组建中有两套“不启动”传感器。进气道“不启动”是指在飞行中本应在进气道内产生的激波被推出进气道外的非正常状况。炸弹舱后部装有一套空气导入组件，它拥有自己的环境控制系统。该装置在量产机型上将被转移到其他位置。

（未完待续）

（编辑/一翔）endprint