XB-70 女武神

美国空军在 1954 年 10 月构想要发展具有洲际能力的轰炸机，后来变为发展一种 B-52 的后续机种，于是要求具有 B-52 同等武器载荷和续航力，1958 年北美公司集才构思蓝图，1959 年 3 月国防部核准制作实体模型，于是北美公司在加州羚羊谷的棕榄谷分厂建立制造 B-70 的专业工厂，而发动机则由通用电气公司设在俄亥俄州的辛纳蒂厂来进行推力改进的工作。年底国防部要求仅制一架原型机，1960 年冬又改要求增造相当数量的 B-70，供战略空军使用，最后 1963 年 3 月对大型战略轰炸机的观念改变，又缩减仅制造两架，历经数年的毒性燃料、洲际弹道导弹、U-2 事件等政策改变波折，终于第一架 XB-70A（编号 20001）在 1964 年 5 月 11 日首次公开展示，1964 年 9 月 21 日首次试飞，而在后续飞行测试过程创下 21,500 米高度，3 马赫巡航速度的世界纪录。


第二架 XB-70A（编号 20207）于 1965 年 7 月 17 日首次试飞，做一系列测试，并在 1966 年 4 月 30 日创下连续 32 分钟飞行 3 马赫空前纪录。不幸于 1966 年 6 月 8 日被伴飞的 F-104 撞到右垂直尾翼，坠于沙漠烟尘之中。
第一架 XB-70A 仍继续活动，1967 年 3 月 25 日 NASA 进行国家超音速运输机计划，进行为期 15 个月的飞行研究计划。 此后便送到俄亥俄州怀特.派特森空军基地安享晚年。B-70 采用三角翼设计，前缘向下倾斜，并将约 47 平方米的翼尖与主翼以铰链方式接合，在高速飞行时翼尖可垂下 25 度至 65 度。 理论上此折动机翼有三种好处（高速时）：
（1） 使翼尖起到部分垂直安定面作用，有助于 B-70 的方向安定性。
（2） 超音速时，可抵消其上反角效应
（3） 破坏翼面后部所产生的部份升力，避免升力中心过度向后移动，使飞机趋于稳而在设计 B-70 前，NACA（为 NASA 前身）曾发现一种压缩升力的现象，即在某种高速下，一种适当形状的物体可使音障形成的激波撑起物体，如同冲浪快艇般的乘波奔驰，因此 XB-70A 的进气道位于三角翼之下，其巨大体积恰使激波形成向上的压缩空气，能被机翼捕捉，从而提供了免费升力。

　　XB-70 前置鸭翼的设计部份是为了抵消因高速飞行主翼升力中心后移时，机鼻向下的趋势。 鸭翼前缘有一个可微调的翼缘，后缘是各自独立动作的襟翼。 但在 3 马赫时，前置鸭翼无法抵消升力中心后移所产生的力矩，此时就必须使主翼翼尖向下弯折，以增加其俯仰和方向的安定性，然而这种设计，却对其结构，操纵系统增加了危险的复杂性。

　　主翼后缘各有六片升降副翼（总计 12 片），外部翼尖各两片升降副翼，在翼尖折下时不能使用。双垂直尾翼除了小三角形面积固定垂直翼面外，其余部分都是可活动的方向舵，链结在垂直翼面斜边上，上摆弧度大于下摆弧度，虽然增加了方向舵效率，但对其结构有部份影响。
具通用电气公司 YJ93-GE-3 涡轮喷气发动机，具有变距涡轮叶片，每具加力推力高达 14,060 公斤。YJ93 的设计源自 F-4 使用的 J-79 发动机，是 J-79 系列的放大型，仅比 J-79 重约 680 公斤，但推力增加了一倍。XB-70A 具两个大方箱型进气口，尺寸巨大，可供一般人直腰走进，每一进气道可供给三具发动机所需的空气，而进气道内有可变壁式，旁通门，以控制其进气压力与温度，六具发动机并排安装在机尾及飞机中心线两侧。
通用公司设计师布拉克曼（Bruckman）设计的 YJ-93 发动机，在全推力时，每小时需耗掉约 27,000 公斤燃料（哇! 六个引擎不就……）。 利用燃油吸收滑油的热，解决了排热问题，也增加推力，此成就列为五角大厦的机密档案。 然而其高能量硼基燃料的毒性倒是引起部份人士的反对。

结构材料

　　由于 XB-70 高速产生的高温需要特殊的耐高温材料，于是采用了难以处理的钛金属，工程师们寻求各种铸造方法，终于驯服钛金属，铸成 XB-70 可变机鼻的形状，也因此得到美国金属学会的研究成就
其实 XB-70 大多数结构是采用不锈钢的蜂窝夹层结构，此精巧结构是用黄铜将薄钢皮焊接在六角形蜂巢式钢结构物上制成的，需要在净尘环境内处理，其强度与实心钢差不多，同时也是良好热绝缘体，能使高热保持在表皮而不致损及内部。

　　在机身后部，由于内有引擎加热，外有摩擦热的影响，故此部份是由高强度工具钢所做成的。
主要成员有驾驶员，副驾驶两位 （生产型机则增加轰炸领航员，防卫系统操作员两名），具有两个独立逃生舱，分置于驾驶员，副驾驶座位上，一旦紧急脱离时，可形成封闭舱，提供增压，氧气，以供弹射时人员的安全保障。
翼　　展： 32 米
前置翼展： 8.78 米
机　　长： 59.74 米 （含机鼻探针）
机　　高： 9.14 米
轮 轨 距： 7.06 米
轮 基 距： 14.08 米
主翼总面积： 585.02 平方米
前置翼总面积： 38.61 平方米
垂直尾翼总面积： 21.73 平方米
机体总重： 250 吨
油箱总容量（11个） ：136 吨
最大速度：3 马赫（21,500 米高空）
进场速度：500 公里/时美国空军在 1954 年 10 月构想要发展具有洲际能力的轰炸机，后来变为发展一种 B-52 的后续机种，于是要求具有 B-52 同等武器载荷和续航力，1958 年北美公司集才构思蓝图，1959 年 3 月国防部核准制作实体模型，于是北美公司在加州羚羊谷的棕榄谷分厂建立制造 B-70 的专业工厂，而发动机则由通用电气公司设在俄亥俄州的辛纳蒂厂来进行推力改进的工作。年底国防部要求仅制一架原型机，1960 年冬又改要求增造相当数量的 B-70，供战略空军使用，最后 1963 年 3 月对大型战略轰炸机的观念改变，又缩减仅制造两架，历经数年的毒性燃料、洲际弹道导弹、U-2 事件等政策改变波折，终于第一架 XB-70A（编号 20001）在 1964 年 5 月 11 日首次公开展示，1964 年 9 月 21 日首次试飞，而在后续飞行测试过程创下 21,500 米高度，3 马赫巡航速度的世界纪录。


第二架 XB-70A（编号 20207）于 1965 年 7 月 17 日首次试飞，做一系列测试，并在 1966 年 4 月 30 日创下连续 32 分钟飞行 3 马赫空前纪录。不幸于 1966 年 6 月 8 日被伴飞的 F-104 撞到右垂直尾翼，坠于沙漠烟尘之中。
第一架 XB-70A 仍继续活动，1967 年 3 月 25 日 NASA 进行国家超音速运输机计划，进行为期 15 个月的飞行研究计划。 此后便送到俄亥俄州怀特.派特森空军基地安享晚年。B-70 采用三角翼设计，前缘向下倾斜，并将约 47 平方米的翼尖与主翼以铰链方式接合，在高速飞行时翼尖可垂下 25 度至 65 度。 理论上此折动机翼有三种好处（高速时）：
（1） 使翼尖起到部分垂直安定面作用，有助于 B-70 的方向安定性。
（2） 超音速时，可抵消其上反角效应
（3） 破坏翼面后部所产生的部份升力，避免升力中心过度向后移动，使飞机趋于稳而在设计 B-70 前，NACA（为 NASA 前身）曾发现一种压缩升力的现象，即在某种高速下，一种适当形状的物体可使音障形成的激波撑起物体，如同冲浪快艇般的乘波奔驰，因此 XB-70A 的进气道位于三角翼之下，其巨大体积恰使激波形成向上的压缩空气，能被机翼捕捉，从而提供了免费升力。

　　XB-70 前置鸭翼的设计部份是为了抵消因高速飞行主翼升力中心后移时，机鼻向下的趋势。 鸭翼前缘有一个可微调的翼缘，后缘是各自独立动作的襟翼。 但在 3 马赫时，前置鸭翼无法抵消升力中心后移所产生的力矩，此时就必须使主翼翼尖向下弯折，以增加其俯仰和方向的安定性，然而这种设计，却对其结构，操纵系统增加了危险的复杂性。

　　主翼后缘各有六片升降副翼（总计 12 片），外部翼尖各两片升降副翼，在翼尖折下时不能使用。双垂直尾翼除了小三角形面积固定垂直翼面外，其余部分都是可活动的方向舵，链结在垂直翼面斜边上，上摆弧度大于下摆弧度，虽然增加了方向舵效率，但对其结构有部份影响。
具通用电气公司 YJ93-GE-3 涡轮喷气发动机，具有变距涡轮叶片，每具加力推力高达 14,060 公斤。YJ93 的设计源自 F-4 使用的 J-79 发动机，是 J-79 系列的放大型，仅比 J-79 重约 680 公斤，但推力增加了一倍。XB-70A 具两个大方箱型进气口，尺寸巨大，可供一般人直腰走进，每一进气道可供给三具发动机所需的空气，而进气道内有可变壁式，旁通门，以控制其进气压力与温度，六具发动机并排安装在机尾及飞机中心线两侧。
通用公司设计师布拉克曼（Bruckman）设计的 YJ-93 发动机，在全推力时，每小时需耗掉约 27,000 公斤燃料（哇! 六个引擎不就……）。 利用燃油吸收滑油的热，解决了排热问题，也增加推力，此成就列为五角大厦的机密档案。 然而其高能量硼基燃料的毒性倒是引起部份人士的反对。

结构材料

　　由于 XB-70 高速产生的高温需要特殊的耐高温材料，于是采用了难以处理的钛金属，工程师们寻求各种铸造方法，终于驯服钛金属，铸成 XB-70 可变机鼻的形状，也因此得到美国金属学会的研究成就
其实 XB-70 大多数结构是采用不锈钢的蜂窝夹层结构，此精巧结构是用黄铜将薄钢皮焊接在六角形蜂巢式钢结构物上制成的，需要在净尘环境内处理，其强度与实心钢差不多，同时也是良好热绝缘体，能使高热保持在表皮而不致损及内部。

　　在机身后部，由于内有引擎加热，外有摩擦热的影响，故此部份是由高强度工具钢所做成的。
主要成员有驾驶员，副驾驶两位 （生产型机则增加轰炸领航员，防卫系统操作员两名），具有两个独立逃生舱，分置于驾驶员，副驾驶座位上，一旦紧急脱离时，可形成封闭舱，提供增压，氧气，以供弹射时人员的安全保障。
翼　　展： 32 米
前置翼展： 8.78 米
机　　长： 59.74 米 （含机鼻探针）
机　　高： 9.14 米
轮 轨 距： 7.06 米
轮 基 距： 14.08 米
主翼总面积： 585.02 平方米
前置翼总面积： 38.61 平方米
垂直尾翼总面积： 21.73 平方米
机体总重： 250 吨
油箱总容量（11个） ：136 吨
最大速度：3 马赫（21,500 米高空）
进场速度：500 公里/时