B-70戰略轟炸機B-70
原是北美航空公司(後併入洛克韋爾國際公司)為美空軍研製的超音速戰略轟炸機。後因戰略思想的變化，未投產，2架原型機作為超音速研究機使用。B-70最初設計指標是：最大速度M3，最大航程12,230公里，可攜帶多種核武器和常規武器，以M3的速度飛往目標，以同樣速度返航。
介紹
1954年10月美國空軍提出要求研製一種B-52戰略轟炸機的後繼機。1955年定名為“WS110A武器系統計畫”，由北美航空公司和波音公司進行設計競爭。1957年12月選定北美航空公司作為主承包商，決定採用高效能化學燃料及壓縮升力氣動布局方案。同時與通用電氣公司簽訂了發展J-93-GE-5渦輪噴氣發動機的契約，計畫於1962年1月開始試飛這種發動機。1959年“WS110A武器系統”定名為B-70，並取消採用化學燃料的計畫，改成使用6台J93-GE-3渦輪噴氣發動機。六十年代初由於美國戰略思想發生變化，認為將來的飛彈能力使發展B-70這樣的武器系統既不必要也不經濟。遂於1962年取消了B-70發展計畫，但決定繼續製造XB-70原型機作為氣動力研究機。
1964年9月21日第一架XB-70A首次試飛，1965年10月14日在第十七次飛行中達到設計巡航速度M3，高度21,500米。第二架XB-70A於1965年7月17日首次試飛。該機作了一些修改：機翼有5°上反角，用釺焊密封整體油箱，增加了載油量，採用自動的空氣感應操縱系統，還增加了一些儀表。1966年1月3日也在第十七次飛行中達到M3。6月8日在飛行中與一架F-104相撞而墜毀。此後，第一架原型機繼續試飛，於1969年1月中旬完成最後一次飛行，在2月間飛到俄亥俄州萊特-帕特遜空軍基地，被送進該地的美國空軍博物館。XB-70每架價值5億美元。四年間兩架共飛行125次(第二架46次)，飛行時間共249小時22分，其中106小時48分為超音速飛行，51小時34分為M數2以上的飛行。試飛的項目大部分是關於超音速運輸機的。在研製XB-70過程中，曾用14座風洞進行了14,000小時的風洞試驗，其中性能、穩定性和操縱性試驗占45%，空氣引射系統試驗占35%，振動和顫振試驗占20%。
設計特點
氣動布局 為了適應M數3的飛行速度，XB-70在總體氣動布局上有一些獨特之處。在很尖的機頭兩側裝有鴨式前翼。主翼為小展弦比三角翼。機身細長，翼下有發動機進氣道和發動機艙。裝有雙垂尾，起落架為前三點式。
XB-70A的鴨式全動前翼的後部為可下垂20°的襟翼，主翼後緣的左右兩側各有6塊升降副翼，用於俯仰和橫滾操縱。鴨式前翼則用於縱向配平調整。鴨式前翼偏轉時(0°～+6°)，在飛機重心和升力重心之前產生一個正升力。這樣，在實現縱向配平時幾乎不產生配平阻力，從而獲得較好的總升阻比。起飛著陸時升降副翼可作為襟翼使用。
鴨式布局的缺點是大攻角時的俯仰穩定性差，側風對垂直尾翼的影響大，前翼的洗流對發動機進氣道產生干擾等。XB-70A經過14,000小時的風洞試驗，最後設計能保證大攻角時的穩定性。
XB-70A氣動設計的另一特點，是成功地利用了1956～57年間提出的“壓縮升力”理論。飛機的巨大楔形進氣道和發動機艙位於機翼之下。在以M3的速度巡航時，主激波之後的正值靜壓力作用於很大的機翼下表面，而上表面卻沒有相應的壓力與之平衡，從而形成附加升力，其值約為總升力的30%。壓縮升力並不產生相應的附加阻力，而且由於飛機可以用較小的攻角巡航，從而進一步減小阻力。“壓縮升力”理論的套用，使起飛重量從原來預計的350噸降為240噸。
XB-70A的翼尖部分可以下折以適應不同的飛行狀態。低空超音速飛行時下折25°；高空M3巡航時下折65°。翼尖下折可以增大方向穩定性，使升力中心前移，以減小巡航配平阻力。
XB-70A採用了可轉動的風擋整流罩。低空飛行時，機頭前部很長的一塊壁板可以繞其前鉸接點折向下方，露出前風擋，形成良好的視界；速度大時，壁板上升，並使風擋與機頭保持良好的流線形。
XB-70A採用電動控制激波位置的可調節進氣道。矩形截面進氣道長約24.5米，被飛機對稱面分為對稱的兩半，每側進氣道向三台發動機供氣。進氣道進氣楔的前半部分是固定的，稍後是三個鉸接點和一個滑軌，使三塊可動內側壁板改變喉道截面。每塊壁板由兩個液壓作動筒操縱。進氣道後段上方的機翼上表面設有主分氣門和調節分氣門，用來控制喉部激波的位置。
結構特點 機體結構重68噸，為總重的28%。主要結構材料是沉澱硬化不鏽鋼PH-15-7Mo，占69%，鈦合金占9%，還採用了少量鎳鈷合金Rene-41和高強度鋼H-11，鋁合金僅占1%，大量採用了PH-15-7Mo釺焊蜂窩壁板作為機身中、後段、機翼整體油箱部分和垂尾的蒙皮。最大壁板面積達3.05米×4.56米。此外，還採用一些PH-15-7Mo的擠壓件。
XB-70A的非油箱結構部分，大量採用了鈦合金。機身前段全部是用鈦合金製造的普通蒙皮長桁結構。
鴨式前翼、垂尾和升降副翼也都採用了鈦合金結構。發動機艙採用了René-41鎳鈷合金。
機翼 懸臂式三角形下單翼，翼極有輕微翹曲。展弦比1.751，翼根處弦長35.89米，翼尖處0.67米。第一架全翼展有下反角，並略有扭轉。第二架有5°上反角，前緣後掠角65°34′。整個機翼面上都是不鏽鋼蜂窩夾芯結構壁板釺焊在一起。蜂窩結構的前緣直接連線在前樑上。翼梁腹板是正弦波形。後緣有12片升降副翼，翼尖處的兩片升降副翼在翼尖下折時不使用。升降副翼的結構與機翼的相似，每個由兩個液壓作動筒驅動。翼尖下折由液壓操縱，低空超音速飛行下折25°，高空M3巡航飛行下折65°，以改善穩定性和機動性。還有三軸增穩系統。
前翼 鴨式前翼很薄。可調節配平。有後緣襟翼。可放下升降副翼，也起襟翼作用，使這種飛機能從現有的美國空軍重型轟炸機的機場起飛和著陸。前翼扭力盒是用鈦合金的波紋形梁和蒙皮製成。前緣是不鏽鋼蜂窩夾芯結構，襟翼用鈦製成。前翼和襟翼由液壓作動筒操縱。每個都有兩條獨立的液壓系統。展弦比1.997，後掠角31°42′。
機身 半硬殼式結構，基本上為圓形截面。頂部在座艙區是平的。機翼以前的機身主要是鈦合金製成，往後是不鏽鋼蜂窩夾芯結構。乘員四人：正副駕駛員、轟炸領航員和防衛系統操作員。登機門設在飛行艙壁板後邊的右側。
垂尾 結構與機翼相似。裝有液壓作動筒操縱的方向舵，前緣後掠角很大，達51°46′。
起落架 主起落架為四輪小車式，主要構件由H-11鍛件製成。前起落架為雙輪式，並有轉向操縱裝置。主起落架裝有直徑為1米的耐高溫輪胎。起落架共重5,448公斤，僅占飛機總重的2.2%。主起落架裝有盤式剎車裝置和自動防滑系統。此外，在機尾還裝有三個直徑為8.53米的著陸減速傘。
動力裝置 6台YJ93-GE-3加力式渦輪噴氣發動機，其加力燃燒室可以長期連續工作，加力狀態單台地面靜推力為14,000公斤。YJ-93-GE-3發動機用JP-6碳氫燃料。機內共11個整體油箱，每側機翼內各三個，機身內五個，總載油量為136噸。
液壓系統 四套獨立工作的液壓系統，其中兩套主系統，兩套公用系統，分別向七條分系統供壓：第一飛行操縱系統；第二飛行操縱系統；著陸裝置系統；軍械繫統；座艙環境控制系統；推進系統和應急發電驅動、著陸傘和風擋整流罩系統。液壓系統的工作壓力為280大氣壓，工作溫度範圍為-54℃～+232℃，液壓油為Oronite70液壓油，共833～984升。全機共有85個線性作動筒，44個液壓馬達，50個機械活門和400個電磁液壓活門。液壓管路長達1,600米，包括3,000個釺焊接頭和600個機械接頭。
飛行操縱系統 各舵面的作動筒和翼尖折轉液壓馬達均是雙重的。翼尖下折時，翼尖兩塊升降副翼被鎖住。採用一套阻力裝置防止駕駛員將鴨式前翼和垂尾操縱過度。低速時方向舵舵效低，其操縱系統採用兩種傳動比：起落架放下時偏轉角為±12°；收上時為±3°。機上裝有自動增穩系統，分別對繞三軸的擺動進行阻尼。增穩系統的電子部分是雙波道的。
座艙環境控制系統 兩套平行工作的氟利昂製冷設備對駕駛艙和電子設備艙提供冷卻和增壓，使座艙溫度保持為21℃～38℃，電子設備艙保持為44℃～77℃。
電氣系統 一套115～200伏、400赫全交流饋電系統，由兩台240/416伏60千伏安無刷鏇轉整流式主發電機供電。電氣系統包括三根主匯流條：左、右和基本匯流條。基本匯流條按應急制聯接，由一台液壓馬達驅動的120/208伏應急發電機供電。
XB-70“瓦爾基里”(Valkyrie)
洛克韋爾國際公司北美航空公司
技術數據
外形尺寸
翼展 32米
機長(包括加油探管)59.74米
(不包括加油探管) 57.61米
機高 9.14米
主輪距7.06米
前主輪距 14.08米
機翼面積 約585米2
鴨式前翼的襟翼面積5.08米2
機翼後掠角(前緣) 65°34′
(1/4弦線) 58°48′
翼型 0.30～0.70HEX(修形)
展弦比1.75
翼根弦長 35.89米?機翼相對厚度 2～2.5%
翼尖可折部分翼展 6.33米
升降副翼翼展 6.23米
升降副翼弦長 2.96米
鴨式前翼翼展 8.78米
鴨式前翼翼面積38.61米2
鴨式前翼展弦比1.997
鴨式前翼翼根弦長 6.34米
鴨式前翼翼尖弦長 2.46米
鴨式前翼平均氣動弦長 4.68米
鴨式前翼前緣後掠角31°42′
鴨式前翼1/4弦線後掠角21°38′
鴨式前翼後緣前掠角14°55′
鴨式前翼翼型 0.34～0.66HEX
(修形)
鴨式翼相對厚度 根部 2.5%
尖部 2.52%
鴨式翼上的襟翼弦長
根部 2.18米
尖部 1.02米
垂尾面積 21.74米2
垂尾翼根弦長 7.03米
垂尾翼尖弦長 2.11米
垂尾平均氣動弦長 5.01米
垂尾前緣後掠角51°46′
垂尾1/4弦線後掠角45°
垂尾後緣後掠角10°53′
垂尾翼型 0.30～0.70HEX
(修形)
垂尾相對厚度
翼根 3.75%
翼尖 2.5%
方向舵面積17.76米2
方向舵翼展4.57米
方向舵根弦長 2.79米
方向舵尖弦長 2.11米
機身最大厚度 2.72米
機身最大寬度 2.54米
重量數據
總重 約227噸
性能數據
最大速度 M3以上
實用升限 21,336米～22,860米
