Первый реактивный стратегический бомбардировщик Boeing В-47 поступил в распоряжение командования ВВС США в конце 1951 года. Однако этот самолёт с максимальной полезной нагрузкой около 10 т мог нести в своих отсеках не все типы бомб из ядерного арсенала США того времени и, таким образом, стал всего лишь дополнением к огромному поршневому бомбардировщику В-36. Именно это обстоятельство стало причиной разработки тяжёлого бомбардировщика В-52, первые модификации которого имели вдвое большую, чем у В-47, взлётную массу, радиус действия около 5500 км и, что самое главное, могли нести водородную бомбу Мк.17 массой 21 т. с тротиловым эквивалентом 20 мегатонн.
Появление в СССР зенитных управляемых ракет и сверхзвуковых перехватчиков поставило под сомнение возможность достижения целей в глубине территории СССР дозвуковыми бомбардировщиками. Поэтому в 1954 году ВВС США выдали фирме Convair заказ на постройку сверхзвуковых бомбардировщиков В-58. Действуя с европейских баз, эти самолёты должны были первыми вторгнуться в воздушное пространство СССР и нанести удар по ключевым объектам ПВО, открыв дорогу для тяжёлых В-52. Однако командование стратегической авиации не слишком обольщалось и в отношении бомбардировщика В-58, поскольку этот самолёт без дополнительной заправки топливом имел небольшую дальность полёта (около 1500 км), да и частые аварии основательно подорвали его репутацию.
В конце 1954 года командующий стратегической авиацией ВВС США генерал Ле Мэй обратился в министерство обороны с просьбой рассмотреть вопрос о создании другого самолёта для полноценной замены бомбардировщика В-58, обладающего дальностью полёта без заправки топливом в воздухе не менее 11000 км и скоростью, соответствующей числу М = 3(М — число Маха, равное отношению скорости полёта к скорости звука на высоте полёта). Такой самолёт, для эксплуатации которого были бы пригодны существующие аэродромы и наземное оборудование, планировалось иметь на вооружении ВВС США с 1965 по 1975 год.
По приказу Ле Мэя ВВС США выпустили документ GOR № 38 — «Общие тактические требования к пилотируемому бомбардировщику межконтинентальной бомбардировочной системы оружия». Через некоторое время появился следующий документ, в котором проекту самолёта давалось обозначение WS-110А - «Система Оружия 110А». Схема боевого применения такого бомбардировщика заключалась в приближении к цели на очень большой высоте со скоростью, соответствующей числу М = 2, с увеличением её до М = 3 в районе цели. Далее следовала атака объекта управляемой ракетой класса «воздух — земля» с ядерной боеголовкой, после чего бомбардировщик должен был на максимальной скорости удалиться из района цели.
По предложению созданной в апреле 1955 года в Райтовском научно-исследовательском центре группы по изучению путей реализации этих требований начальник штаба ВВС США приказал начать разработку проекта WS-110А на конкурсной основе среди шести американских фирм. Главным условием победы в конкурсе было достижение максимально возможной высоты и скорости полёта над целью. Поставки серийных самолётов командованию стратегической авиации намечалось начать в 1963 году.
Фирмы представили военно-воздушным силам свои предложения в октябре 1955 года. В следующем месяце фирмам Boeing и North American выдали заказы на проведение проектных исследований самолёта. Следует напомнить, что в то время из-за значительного расхода топлива дальние полёты со сверхзвуковой скоростью лимитировались запасом горючего. Поэтому оба проекта предусматривали создание самолёта WS-110А с огромными размерами и массой.
Так, фирма North American спроектировала 340-тонный самолёт с крылом, состоящим из трапециевидного центроплана и пары консолей с обратной стреловидностью. В зоне их стыковки располагались топливные баки, вмещавшие по 86 т горючего и обеспечивавшие межконтинентальную дальность полёта с большой дозвуковой скоростью. У цели консоли с баками сбрасывались, и самолёт для броска к цели и последующего ухода разгонялся до скорости, соответствующей числу М = 2,3.
По поводу этого проекта генерал Ле Мэй с сарказмом заметил: «Это не самолёт, а звено из трёх самолётов». Ко всему, обеспечить эксплуатацию такого огромного бомбардировщика с использованием существующих аэродромов и наземного оборудования было невозможно. Оба представленных проекта отклонили, а вскоре после этого программу разработки системы оружия WS-110А ограничили только исследованиями возможности создания такого самолёта.
В 1957 году Boeing и North American представили новые предложения по проекту WS-110А. Независимо друг от друга они пришли к выводу, что при использовании высококалорийного синтетического топлива можно достичь сверхзвуковой крейсерской скорости полёта, не прибегая к экзотическим компоновкам. Кроме этого, развитие теории полёта позволило существенно повысить аэродинамическое качество тяжёлой машины, что снижало количество топлива, необходимое для достижения межконтинентальной дальности полёта на высокой скорости.
В исследованиях особо преуспела фирма North American, решившая использовать в своем проекте новый принцип увеличения подъёмной силы, разработанный NASA. Она провела цикл продувок в аэродинамической трубе, в результате которых было установлено, что аэродинамическое качество существенно повышается благодаря дополнительной подъёмной силе, создаваемой скачком уплотнения. На основе этого принципа, весьма похожего на эффект глиссирования быстроходного катера на редане, можно создать самолёт, соответствующий требованиям ВВС, независимо от типа применяемого топлива.
В конце лета 1957 года ВВС США, заинтересовавшись этими результатами, продлили программу проектных исследований с тем, чтобы фирмы представили проекты с описанием основных систем. После оценки работ специалистами ВВС в декабре 1957 года предпочтение было отдано проекту бомбардировщика ХВ-70 VALLKYRIE («Валькирия») фирмы North American, с которой заключили контракт на строительство 62 самолётов: 12 опытных и предсерийных и 50 — непосредственно для ВВС. Параллельно заключили с фирмой General Electric контракт на создание двигателя J93, способного работать как на обычном, так и на синтетическом топливе. Вся программа оценивалась в 3,3 млрд. долларов.
Часть необходимых научных исследований планировалось провести в рамках программы испытаний дальнего перехватчика F-108 «Рапира» с теми же двигателями J93, который мог развивать скорость до 3200 км/ч и вооружался тремя управляемыми ракетами с ядерными боеголовками. Радиус действия F-108 свыше 1600 км, а перегоночная дальность полёта самолёта доходила до 4000 км. «Рапиры» должны были прикрывать стратегические объекты от советских бомбардировщиков, похожих на «Валькирию», появление которых на вооружении СССР не заставило бы себя долго ждать в случае принятия В-70 на вооружение.
ВВС США настаивали на ускорении программы разработки самолёта В-70 с тем, чтобы первый его полёт состоялся в 1961 году (на 18 месяцев раньше намеченного срока) и первое крыло из 12 самолётов можно было бы сформировать к августу 1964 года. Первый этап программы — разработку, постройку и утверждение макета самолёта — намечалось завершить к марту 1959 года.
В марте и апреле 1959 года специалисты ВВС проводили инспектирование проекта и строящегося макета самолёта. Было предложено внести 761 изменение в проект и 35 изменений в макет. В то время программа разработки самолёта В-70 относилась к числу первоочередных. Однако это продолжалось недолго.
Первая неудача в выполнении программы была связана с высококалорийным горючим для двигателей J93 на основе соединений, содержащих бор и водород, — так называемым бороводородным топливом. Оно, безусловно, имело большую калорийность по сравнению с керосином, однако использование его делало выхлопные газы двигателей ядовитыми, заставляя весь наземный персонал работать в состоянии перманентной химической войны. Кроме того, стоимость бороводородного топлива была очень высока, а по расчётам при его сжигании в двигателях J93 дальность полёта увеличивалась всего лишь на 10 процентов. Такой прирост посчитали недостаточным для оправдания затрат на разработку и производство нового горючего. Даже, несмотря на то, что строительство предприятия для его выпуска было практически закончено, программу разработки бороводородного топлива прекратили, а завод стоимостью 45 млн. долларов так и не был пущен.
Месяцем позже прекратили и разработку сверхзвукового истребителя-перехватчика North American F-108, с двигателями, работающими на бороводородном топливе.
В декабре 1959 года программу разработки В-70 сократили. Новые планы предусматривали постройку всего лишь одного бомбардировщика ХВ-70 без прицельно-навигационной и других боевых систем. Первый полёт самолёта намечался на 1962 год, а лётные испытания продлевались до 1966 года.
Летом 1960 года в Москве на воздушном параде в Тушино был продемонстрирован бомбардировщик М-50 конструкции В.М.Мясищева. Грозный боевой вид новой машины шокировал иностранные военные делегации. Не зная его истинных лётных характеристик, американцы немедленно возобновили программу разработки «Валькирии» в прежнем объёме. Но в апреле 1961 года новый министр обороны Роберт Макнамара, большой сторонник ракет, хладнокровно сократил её до постройки трёх опытных бомбардировщиков. На этот раз «Валькирия» выжила только благодаря тому, что её можно было использовать в качестве носителя ракет Skybolt, которые разрабатывала фирма Douglas.
В январе 1962 года в ответ на очередную угрозу закрытия программа WS-110-А опять подверглась изменениям, и самолёт получил обозначение RS-70 — стратегический разведчик-бомбардировщик. Пересмотренная программа предусматривала постройку и испытания трёх опытных самолётов. Первые два — исключительно исследовательские — имели обозначение ХВ-70А, а третий (ХВ-70В) с экипажем из четырёх человек (два лётчика, оператор систем РЭБ и штурман) предназначался для испытания боевых систем.
В марте 1964 года программу вновь сократили, намечалось провести лётные испытания только двух опытных ХВ-70А. ВВС США стали изыскивать все возможные и невозможные средства, чтобы вернуть В-70 к жизни как боевой самолёт, заявляя, что он может применяться в качестве сверхзвукового транспортного самолёта, сохраняемой стартовой ступени боевых космических аппаратов, таких, как «Динозавр», и платформы для запуска баллистических ракет. Даже высказывалось предположение, что он может выполнять функции космического перехватчика, и у ВВС были на то основания. Эксперименты по перехвату спутников начались ещё в конце 50-х годов и шли весьма успешно. Например, 13 октября 1959 года с бомбардировщика В-47 запустили ракету WS-199В, которая пролетела в шести километрах от «мишени» — спутника, находившегося в 230 км от поверхности земли. Если бы на ракете имелась ядерная боеголовка, то спутник погиб бы от электромагнитного импульса.
Несмотря на перебои с финансированием и непрекращающиеся дебаты в конгрессе, не обещавшие судьбе самолёта ничего хорошего, фирма North American все же строила опытный образец «Валькирии».
ХВ-70 имел аэродинамическую схему «утка», треугольное крыло и трапециевидное переднее горизонтальное оперение. Максимальная взлётная масса самолёта оказалась на 11 процентов больше, чем у В-52, а длина с учётом размеров приёмника воздушного давления — на 3,3 м больше. Концы треугольного крыла в крейсерском полёте отклонялись вниз для повышения путевой устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки при скорости полёта, соответствующей числу М = 3. Для управления машиной по крену и тангажу использовались элевоны. Кабина лётчиков находилась на высоте 6 м над землёй. В большом бомбоотсеке длиной почти 9 м, расположенном между каналами воздухозаборника, можно было разместить ядерные бомбы любого типа. Бомбоотсек закрывался большой плоской сдвижной панелью, которая при открывании съезжала назад.
Первые опытные самолёты ХВ-70А рассчитывались на экипаж из двух человек. Благодаря мощной системе кондиционирования и герметизации члены экипажа надевали лишь лёгкий лётный костюм и шлем с кислородной маской. Это обеспечивало свободу движений и относительный комфорт, чего не было на других высотных и скоростных самолётах. Например, экипаж скоростного F-12 (SR-71) вынужден был летать в скафандрах от космического корабля «Джемини», а лётчики высотного U-2 — в специальных костюмах и гермошлемах.
На самолёт ХВ-70А установили шесть ТРД J93-GE-3 фирмы General Electric, развивающими с включенной форсажной камерой тягу порядка 14060 кг каждый. Положительное статическое давление за скачком уплотнения, образующееся у передней кромки клина воздухозаборника, воздействовало на нижнюю поверхность фюзеляжа и крыла и создавало дополнительную подъёмную силу. Это позволяло самолёту совершать крейсерский полёт с малым углом атаки и, следовательно, минимальным лобовым сопротивлением, Воздухозаборник разделялся на два канала прямоугольного сечения клином, имеющим высоту у входа 2,1 м. Длина каждого канала, подающего воздух к трём двигателям, около 24 м. Воздухозаборник регулируемый.
Скачки уплотнения, возникающие на обычном фонаре кабины, резко увеличивают лобовое сопротивление, что недопустимо в полёте со скоростью, соответствующей числу М = 3. В то же время при заходе на посадку необходимо обеспечить лётчику хороший обзор. Фирма North American выбрала сравнительно простой метод удовлетворения обоих требований: поверхность носка фюзеляжа перед лобовым стеклом и сами лобовые стёкла сделаны подвижными. В полёте с малой скоростью они опускались, обеспечивая обзор впереди, а в сверхзвуковом полёте поднимались, образуя плавный переход носовой части в обводы фюзеляжа. Впоследствии примерно таким же путём решили эту проблему конструкторы пассажирских самолётов Concord и Ту-144, а также опытного бомбардировщика П.О. Сухого Т4(изд.«100»).
Конструкция ХВ-70 из стали и титана рассчитывалась на длительный полёт со скоростью более 3000 км/ч при температуре обшивки до 330°С.
Ещё более важным моментом в истории создания «Валькирии», чем применение новых материалов, являлся переход от клёпки и ручной сборки к пайке и сварке конструкции самолёта, что сравнимо с такой же революцией в судостроении, где отдельно собираемые отсеки и сварка заменили бесконечное число заклёпок. В заводском корпусе, где велась сборка ХВ-70, можно было слышать лишь шипение десятков сварочных агрегатов, заменивших традиционные пневмомолотки и пневмодрели, и шуршание фрезерных головок, зачищающих сварные швы. В некоторых местах конструкции, где без клёпки обойтись было нельзя, для экономии веса использовали трубчатые заклёпки.
Проблем в конструировании ХВ-70 оказалось настолько много, что North American не могла в одиночку справиться с ними, и часть работ передали другим компаниям, число которых превысило 2000. Самый крупный узел — крыло — изготавливала фирма Boeing.
Когда его изготовили и доставили в сборочный цех, оказалось, что оно не стыкуется с фюзеляжем. С огромными трудностями его удалось приварить вручную. При этом длина непрерывного соединительного сварочного шва достигла 24 м. Отдельно соединялись верхняя и нижняя обшивки крыла. Лонжероны крыла со шпангоутами фюзеляжа сварщики стыковали лёжа на крыле через щель в обшивке, которую впоследствии закрыли накладкой.
Во время проектирования самолёта очень широко применялись компьютеры. Особенно на фирме Boeing, которая только за счёт этого смогла успеть в срок со своим некондиционным крылом.
Первый ХВ-70А построили с опозданием на полтора года, Только 11 мая 1964 года самолёт торжественно выкатили из сборочного цеха. На церемонии, посвящённой этому событию, директор программы производства ХВ-70 генерал Фрэд Дж. Скалли представил опытный образец бомбардировщика представителям прессы.
Первый полёт наметили на август 1964 года. Фирма хотела за три месяца проверить все системы уникальной машины. На самом деле ей понадобилось для этого почти пять месяцев. У другого опытного самолёта ХВ-70А в это время были собраны почти полностью фюзеляж и центроплан крыла. В носовую часть фюзеляжа устанавливали бортовые системы. Облёт второй машины намечался на конец 1964 года. Основным отличием этого опытного образца было небольшое поперечное V крыла (всего 5°). Углы отклонения консолей крыла увеличили на 5°.
Во время последнего этапа наземных испытаний была окончательно отработана ответственная процедура заправки самолёта топливом. В среднем заправка «Валькирии» длилась полтора часа. Сначала топливо перекачивалось из одного заправщика во второй, пустой, в который тем временем подавался сухой азот под высоким давлением; азот продувался через топливо в заправочной горловине и вытеснял кислород. Таким образом, топливо поступало в баки настолько инертным (взрывобезопасным), насколько этого можно достигнуть в полевых условиях. Дело в том, что горючее использовалось в качестве охладителя некоторых систем самолёта и его рабочая температура в полёте достигала 1000°С. Если содержимое кислорода в топливе превысило бы норму, то оно начало бы окисляться и вспыхнуло. Таким образом, если «Валькирию» заправлять традиционным путем, то самолёт мог просто взорваться в воздухе.
Для лётных испытаний ХВ-70 фирма подготовила два экипажа. Во главе каждого стоял опытный лётчик-испытатель фирмы, а вторым пилотом был представитель ВВС. Основной экипаж возглавлял пилот Элл Уайт, второй пилот—капитан Джон Коптон. Дублёрами были Джон Шеби и подполковник Фитью Фултон. Полёты планировали проводить над малонаселёнными районами, простирающимися от базы ВВС Эдвардс к штату Юта.
В 8 часов 38 минут 21 сентября 1964 года самолёт, управляемый Уайтом и Коптоном, вырулил на старт, и Уайт запросил разрешения на взлёт. ХВ-70 должен был совершить перелёт на базу Эдвардс. Во время разбега его сопровождали два вертолёта спасательной службы, а в полёте двухместный Т-38. Ещё с одного Т-38 кинооператор снимал на плёнку всё происходящее с «Валькирией» в воздухе.
Носовое колесо «Валькирии» оторвалось от земли на скорости 280 км/ч — и машина начала набирать высоту. Однако убрать шасси не удалось: передняя стойка вошла нормально, а основные только наполовину. Пришлось выпустить шасси и вернуться на аэродром. Через некоторое время отказала система топливной автоматики одного из шести двигателей. Но на этом воздушные приключения ХВ-70 не закончились. Самая большая неприятность ожидала экипаж во время касания земли. Тормозные диски левой стойки шасси заклинило, и от трения загорелись пневматики колёс. На всём протяжении двухкилометрового пробега за машиной тянулись клубы чёрного дыма от горящей резины. После остановки самолёта пожар потушили и машину отбуксировали в ангар. Первый полёт продлился 60 минут.
На устранение дефектов ушло две недели. Во втором полёте в группу сопровождения включили сверхзвуковой В-58. Стойки шасси убрались без замечаний, но сюрприз преподнесла гидравлическая система управления. Небольшая трещина в трубке при рабочем давлении жидкости в 280 кг/см2 привела к снижению давления в системе и переключению на резервный канал. Несмотря на это, самолёт добрался до базы Эдвардс и приземлился на одной из посадочных полос.
12 октября 1964 года в третьем испытательном полёте продолжительностью 105 минут первый опытный образец «Валькирии» достиг высоты 10700 м и впервые преодолел звуковой барьер, разогнавшись до скорости, соответствующей числу М = 1,1. С самолётов сопровождения заметили, как в момент перехода звукового барьера с некоторых частей самолёта от вибрации слетела краска и ХВ-70 после посадки имел весьма потрёпанный вид.
В четвёртом полёте, состоявшемся 24 октября 1964 года, на высоте 13000 метров первый раз включили систему управления законцовками крыла и вывели на форсажный режим все шесть двигателей. Лётчики были довольны пилотажными качествами уникального самолёта — «Валькирия» легко управлялась и вела себя устойчиво.
Облёт второго опытного образца состоялся 17 июля 1965 года. Немногим позже, 14 октября, на высоте 21335 метров ХВ-70 достиг скорости, соответствующей числу М = 3. Продолжительность полёта на этой скорости должна была быть по программе 5 — 6 минут, однако уже через две минуты лётчики услышали сильный шум и выключили форсаж. Причина шума выяснилась только после посадки. Оказалось, что секция обшивки размером 0,9Х0,3 м носка левой консоли крыла, рядом с воздухозаборником внешнего двигателя, была сорвана в полёте. По счастливой случайности этот кусок обшивки не попал в двигатели. Осмотр самолёта после полёта показал, что изогнутая панель обшивки отошла в месте сварного шва и сорвалась, не повредив сотового заполнителя. Ремонт машины занял один день, и испытания продолжились.
8 июня 1966 года полёты ХВ-70 неожиданно прервались — потерпел катастрофу второй опытный образец. В этот день планировалось заснять его полёт в сопровождении нескольких истребителей на кинопленку для рекламного фильма. В 8 часов 27 минут утра свои места в кабине заняли Э. Уайт и майор К. Кросс. В воздухе к бомбардировщику должны были присоединиться два самолёта Т-38 и истребители F-4 (от ВМС) и F-104 (от ВВС). F-104 пилотировал опытный лётчик-испытатель фирмы North American Джон Уокер, который только что закончил полёты на гиперзвуковом Х-15 и должен был перейти на ХВ-70.
Через час, когда самолёты, пробив облачность, выстроились для съёмки, F-104, летящий справа от 70-го, задел своим крылом опущенную законцовку крыла «Валькирии», перевернулся через фюзеляж бомбардировщика, отбив ему при этом оба киля, ударился о левый элевон и взорвался. Несколько секунд «Валькирия» продолжала прямолинейный полёт, как бы переваривая произошедшее, затем перевернулась через крыло, вошла в штопор и упала. Спастись удалось только Эллу Уайту, который успел катапультировать свою капсулу перед самым падением. Его лежащий на земле парашют заметили со спасательного вертолёта в нескольких километрах от обломков ХВ-70. Приземление капсулы с полураскрытым парашютом произошло очень грубо, Уайт получил серьезные травмы и три дня не приходил в сознание. От самого бомбардировщика мало что осталось, носовую часть, в которой оставался Кросс, разорвало на несколько частей. Вероятно, машина взорвалась ещё в воздухе. Элл Уайт поправился, но уже больше никогда не летал.
После этого трагического случая полёты оставшегося первого самолёта продолжались ещё два года. В общей сложности он выполнил 83 полёта. В 1968 году работы над В-70 были прекращены. 4 февраля 1969 года «Валькирия» взлетела последний раз. Машиной управляли Фитью Фултон от North American и Тед Стенфолд от ВВС. ХВ-70 приземлился на авиабазе Райт-Паттерсон и стал экспонатом музея ВВС. Во время передачи самолёта представителям музея один из пилотов сказал, что он «...согласен на всё, чтобы «Валькирия» продолжала летать, но не согласен платить за полёты». А ХВ-70 попал в Книгу Гиннесса об авиации как самый большой в мире исследовательский самолёт.
Сухая масса самолёта ХВ-70 составляла 68 т. Конструкция носовой части фюзеляжа длиной около 18 м представляла собой обшивку с подкрепляющими элементами. Для её изготовления использовались детали общей массой 5440 кг из трёх марок титановых сплавов; в частности, для обшивки применялись листы из титанового сплава толщиной от 0,75 до 1,78 мм. Такой выбор материалов обусловлен тем, что температура обшивки в полёте могла достигать 220 - 260°С.
Экипаж боевого самолёта В-70 должен был состоять из четырёх человек, размещающихся попарно друг за другом в передней части кабины. Кабина разделена герметически закрывающейся перегородкой на два отсека. Вдоль оси кабины посередине имелся проход, ведущий в отсек электронной аппаратуры. Для теплоизоляции кабины использовалось стекловолокно.
В обычном полёте система кондиционирования воздуха поддерживала в кабине экипажа и в каждом из отсеков температуру 21 - 27°С и давление, соответствующее давлению на высоте 2400 м. Температура стенок кабины не превышала 24°С за счёт прогона воздуха через пористую изоляцию между стенками и обшивкой фюзеляжа. Система кондиционирования имела очень большое значение, так как её отказ в полёте на высоте 20000 м привёл бы к гибели экипажа. В случае декомпрессии в фюзеляже открывались две створки, обеспечивающие наддув кабины набегающим потоком.
Оборудование кабины состояло из обычных приборов, кроме указателей с ленточными шкалами топливомерной системы и системы контроля двигателей. Рампа в носовой части фюзеляжа, и лобовое остекление были подвижными. Рампа с плоской поверхностью одним концом крепилась к нижней кромке панели лобового стекла, а другим — к верхней поверхности носка фюзеляжа. Панель лобового стекла также шарнирно крепилась вблизи вертикальной разделительной перегородки. Остекление кабины экипажа имело общую площадь 9,3 м2. Все прозрачные панели, самая большая из которых — длиной более 1,8 м, изготавливались из термостойкого и закалённого стекла.
Кабина экипажа и отсеки электронного оборудования — единственное место конструкции, где использованы заклёпки и болты. Уплотнение входной двери экипажа — двухполостной шланг из силиконовой резины. В случае нарушения герметичности одной полости работала другая.
В конструкции отсека двигателей применялся никелевый сплав. Приводы и другие механизмы от тепла, выделяемого двигателями (при температуре выше 538°С), защищал войлок из двуокиси кремния. Наружная обшивка двигательного отсека изготавливалась из титана.
Топливная система состояла из 11 баков. Топливо служило и основным охлаждающим агентом гидравлической системы. Шесть емкостей размещались в крыле, а пять — в хвосте фюзеляжа. Бак № 3 в фюзеляже выбран в качестве расходного для подачи топлива ко всем двигателям, которые в крейсерском полёте потребляли 356 кг/мин. В каждом баке имелось по два насоса, управляемых двумя топливомерными клапанами в расходном баке; порядок расходования топлива определялся требованиями балансировки самолёта. Бак № 5, представляющий собой U-образный контейнер, на первом самолёте ХВ-70 был отключён. Несмотря на все ухищрения, его так и не смогли загерметизировать. И тогда было решено, что задержка, вызванная устранением течи, не оправдана, так как испытательных полётов продолжительностью более двух часов не будет и заполнять топливом эту емкость не потребуется.
Створки бомбоотсека и отсека тормозного парашюта герметизировались прорезиненными уплотнениями, покрытыми слоем тефлона. Максимальная рабочая температура такого уплотнения более 260°С. Отсек тормозного парашюта принудительно охлаждался до 120°С.
Регулируемый воздухозаборник прямоугольного сечения имел в верхней стенке щели для отвода пограничного слоя. Длина канала воздухозаборника около 24 м, высота у входа в двигатели около 2,1 м. Максимальная температура воздуха у входа в двигатель достигала 330°С В кабине лётчика находился трёхпозиционный переключатель, позволяющий вручную регулировать поток воздуха в воздухозаборнике.
Концевые части треугольного крыла в полёте отклонялись вниз для обеспечения путевой устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки. Скорость отклонения концов крыла небольшая, и они могли устанавливаться в промежуточное положение под углом 25° (на втором опытном образце 30°), при котором, как полагали, характеристики управляемости в полёте с малой скоростью лучше, чем при полностью отклонённых концах крыла на 65° (70°). Каждая концевая консоль имела шесть силовых шарниров.
Цельноповоротное горизонтальное оперение располагалось в носовой части фюзеляжа, максимальный угол его отклонения составлял 6°. Хвостовые части оперения — рули высоты — служили посадочными щитками и могли независимо отклоняться вниз на 25°. При заходе на посадку лётчик отклонял эти щитки, при этом самолёт задирал нос из-за увеличения подъёмной силы на оперении.
Самолёт балансировался отклонением колонки управления вперёд при соответствующем отклонении вниз элевонов, которые в таком случае служили закрылками. Каждый из элевонов состоял из шести секций, что обеспечивало более равномерное распределение нагрузки на гидравлические приводы. При опущенных концах крыла две внешние секции элевонов с каждой стороны отключались. Каждая секция оборудовалась двумя приводами. Угол отклонения элевонов плюс 30°.
На первом опытном образце у треугольного крыла самолёта отсутствовал угол поперечного V, и оно было практически плоским. Концы крыла срезаны по потоку. В носовой части крыла у корня имелась некоторая кривизна, а у концевых частей крыла от середины размаха — незначительная постоянная крутка.
Хвостовое оперение двухкилевое. Оси шарниров рулей направления наклонены вперёд. Рули направления малоэффективны до скорости 165 км/ч и потому до этой скорости угол отклонения их достигал 12°, при большей скорости — всего 3°. Горизонтальное оперение и кили имели внутреннюю конструкцию из титановых гофрированных панелей и обшивку из стали. Температура нагрева обшивки горизонтального оперения 290°С, а вертикального — более 330°С. В крейсерском полёте со скоростью, соответствующей числу М = 3, носки крыла и оперения нагревались до температуры 315°С, а плоские поверхности до 220°С.
Шасси самолёта трёхстоечное. Передняя стойка — двухколёсная, основные — четырёхколёсные. Все стойки шасси убирались назад, на основных стойках перед уборкой тележка поворачивалась и прижималась к стойке. При разогреве пневматиков колёс до 230°С избыток давления в бескамерных шинах сбрасывался специальным клапаном, что предотвращало их разрыв. На каждой тележке имелось небольшое пятое колесо автомата растормаживания, предотвращающее движение юзом и занос самолёта на скользкой поверхности. Шины диаметром 1060 мм изготавливались из специальной резины и покрывались серебристой краской для отражения теплового излучения. Перед полётами на больших скоростях пневматики подкрашивали свежей краской. Стойки шасси убирались в ниши, охлаждаемые до 120°С спиртовым раствором, который циркулировал по трубкам, припаянным к стенкам ниш.
Электронное оборудование включало стандартные связные и навигационные приборы, требующиеся для проведения лётных испытаний. Антенны УКВ радиостанции — ножевого типа из нержавеющей стали. Боевая система «Валькирии», известная под шифром AN/A5Q-43, разрабатывалась на фирме Motorola.
После отказа от постройки ХВ-70В её разработка была прекращена. На самолёте применялась электросистема переменного тока напряжением 115 — 200 В и частотой 400 Гц. Имелся аварийный генератор с приводом от гидронасоса. Система управления гидравлическая, четырёхканальная, с тросовой проводкой и автоматами натяжения. Общая длина трубопроводов системы более 1600 м.
Силовая установка самолёта ХВ-70А состояла из шести ТРД YJ93-GE-3 фирмы General Electric. Статическая тяга двигателя на уровне моря 14060 кг, из которых приблизительно 34 процента создавалось форсажной камерой, причём форсирование тяги — непрерывное. Длина двигателя 5920 мм, высота 1333 мм, диаметр входного устройства 1067 мм. Компрессор одновальный с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпусы компрессора и двухступенчатой турбины разъёмные для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины с воздушным охлаждением. Форсажная камера с регулируемым соплом. Фирма North American заявляла, что самолёт мог продолжать крейсерский полёт со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причём дальность полёта при этом уменьшалась только на семь процентов.
Все двигатели взаимозаменяемые. Они запускались с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался пороховым стартёром и затем использовался для привода гидравлической системы, запускающей остальные двигатели. Использование такой гидросистемы позволило уменьшить массу самолёта на 172 кг.
На боевые бомбардировщики должны были подвешивать ракету XGAM-87А (WS-138А) Skybolt. Её разработка началась в 1959 году на фирме Douglas. Skybolt представляла собой сравнительно небольшую двухступенчатую гиперзвуковую ракету, рассчитанную на дальность полёта 1600 км. Она запускалась на кабрировании под углом около 45°. Двигатели обеих ступеней работали на твёрдом топливе, температура которого поддерживалась на постоянном уровне электрообогревательной системой от бортовой сети носителя вплоть до запуска. Устойчивость ракеты в начале полёта обеспечивалась восемью треугольными стабилизаторами, четыре из которых имели меньшую хорду и применялись, очевидно, для аэродинамического управления в начале траектории перед набором высоты и для разворота ракеты относительно продольной оси на 180°. Последнее нужно для того, чтобы астрокорректор захватывал нужную звезду своим телескопом и уточнял местоположение ракеты. Окно телескопа находилось на расстоянии около 4 м от баллистического наконечника боеголовки.
Испытания ракеты начались в январе 1961 года. Все пять экспериментальных пусков оказались неудачными. Видя, что доводка ракеты потребует больших финансовых затрат, министерство обороны прекратило разработку ракеты.

авторы статьи Н.ОКОЛЕЛОВ, А.ЧЕЧИН

ТЕХНИЧЕСКИЕ И ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ХВ-70А
Размах крыла,м 32,00
Длина самолёта с ПВД,м 59,7
Высота,м 9,14
Стреловидность крыла по передней кромке 65°5'
Площадь крыла,м2 585,02
Масса пустого самолёта,кг 108000
Нормальная взлётная масса,кг 244200
Объём топливных баков,л 178000
Удельная нагрузка на крыло,кг/м2 417
Тяговооружённость 0,4
Максимальная скорость полета на высоте 21335м,км/ч 3218
Максимальное число М 3,03
Взлётная скорость,км/ч 310
Практический потолок,м 23125
Максимальная дальность полёта,км 9600
Длина разбега,м 1800
Длина пробега с тормозным парашютом,м 2000