Переставное (диапазон углов отклонения 6°) ПГО площадью 24,64 кв. м со стреловидностью по передней кромке 31,7° использовалось для продольной балансировки самолета на дозвуке и как дестабилизатор при числе М›1. Закрылки ПГО отклонялись на угол до 25° совместно с элевонами на взлете и посадке. Отнесенные на большое расстояние от центра масс самолета, закрылки ПГО парировали момент тангажа, возникавший при взлетно- посадочном зависании элевонов, что давало возможность эксплуатировать самолет с существовавших аэродромов. Одним из недостатков «Валькирии» был срыв потока с ПГО при числах М‹0,88, даже при отклонении расположенных на нем закрылков. Это 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 убирались разворотом назад, причем тележки основных стоек при уборке поворачивались на 90°, а затем становились вертикально вдоль стойки и укладывались плашмя вдоль вертикальных стенок канала воздухозаборника. Кинематика уборки основных стоек отличалась большой сложностью. Все колеса и пневматики имели одинаковый размер (диаметр 1060 мм) и рассчитывались на температуру нагрева до 180°С. Отсеки шасси имели принудительное охлаждение. Тормоза дисковые, устанавливались отдельно от колес для повышения эффективности охлаждения. Имелись автоматы торможения. Масса шасси составляла более 5400 кг.
При посадке использовались три тормозных парашюта с диаметром купола 8,5 м. База шасси составляла 14,1 м, колея – 7,1 м.
Выкатывание самолета Норт Америкен ХВ-70А
Двигатели – шесть одноконтурных ТРДФ YJ93- GE-3 – были установлены по пакетной схеме в хвостовой части фюзеляжа. Диаметр двигателя был 1,33 м, длина – 6,02 м, масса 2360 кг. Общий плоский многоскачковый воздухозаборник смешанного сжатия размещался под фюзеляжем и имел центральный клин, разделявший воздухозаборник на два канала, каждый из которых подавал воздух к трем двигателям. Регулирование воздухозаборника осуществлялось перемещением трех подвижных перфорированных рамп с гидравлическим приводом. На верхней части крыла располагались перепускные створки. На первом ХВ-70 была установлена полуавтоматическая система управления воздухозаборником, на втором – полностью автоматическая. Канал воздухозаборника высотой у входа 2,1 м и длиной около 24 м состоял из сверхзвукового и дозвукового диффузоров. Сужающиеся-расширяющиеся сопла двигателей обеспечивали непрерывное регулирование тяги на форсированном режиме. По первоначальному проекту предполагалось применить обычную механическую проводку управления двигателями, но в конечном итоге остановились на применении электронной системы управления, которая была ранее применена фирмой «Норт Америкен» на истребителе-перехватчике F-86D.
Статическая тяга двигателя YJ93-3 на уровне моря составляла около 13 600 кгс, из которых приблизительно 34% создавалось форсажной камерой, причем форсирование тяги шло непрерывно. ТРД имел одновальный компрессор с регулируемыми лопатками статора и умеренной степенью сжатия. Корпуса компрессора и двухступенчатой турбины были сделаны разъемными для облегчения осмотра и обслуживания. Лопатки турбины имели воздушное охлаждение, что позволяло повысить рабочую температуру турбины на несколько десятков градусов по сравнению с температурой лопаток у других тогдашних ТРДФ. По данным фирмы «Норт Америкен», самолет мог продолжать крейсерский полет со скоростью, соответствующей числу М = 3, с одним неработающим двигателем, причем дальность полета уменьшалась при этом приблизительно на 7%.
ТРДФ YJ93 специально рассчитывался на число М = 3, и в нерасчетных условиях его характеристики значительно ухудшались. Так, при скорости, соответствующей числу М = 2, вследствие снижения аэродинамических характеристик и КПД двигателей дальность полета самолета ХВ-70 уменьшалась приблизительно на 15%.
При газовках на земле двигатели охлаждались воздухом, поступавшим через вспомогательные створки. В полете при М = 3 двигатель ! охлаждался избыточным воздухом, отводимым из воздухозаборника и циркулировавшим по каналам вокруг двигателя. Температура выхлопных газов была очень высока. Хотя конструкция самолета в зоне двигателей сравнительно мало нагревалась и форсажная камера эффективно охлаждалась воздушным потоком, при максимальном форсировании тяги из сопла двигателя вырывался длинный поток сильно нагретых газов, значительно демаскировавших самолет в ИК и видимом диапазоне.
Запуск двигателей на земле осуществлялся с помощью аэродромной установки или автономно. В последнем случае один из двигателей запускался твердотопливным стартером и затем использовался для привода гидродвигателя, от которого производился пуск остальных двигателей.
Стандартное топливо – авиационный керосин 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 размещалось 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. Уплотнение выполнялось вручную, причем техников, занимавшихся этой работой, приходилось буквально заваривать внутри баков, извлекая их затем через минимально возможное по размерам отверстие в герметизации, после чего работу заканчивали уже снаружи. У техников было зафиксировано несколько случаев приступов клаустрофобии.
Заправка топливом самолета ХВ-70 длилась 1-1,5 часа 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 серийном бомбардировщике предполагалось установить систему дозаправки топливом в воздухе.
Система управления самолетом – бустерная необратимая, с дублированными гидравлическими приводами. Проводка управления элевонами и рулями направления – тросовая, ПГО – жесткая. Было возможно ручное управление рулями направления и ПГО в случае аварии. Имелась электронная резервированная система повышения устойчивости, обеспечивавшая демпфирование колебаний крена, рыскания и тангажа.
Одним из крупных технических новшеств на самолете ХВ-70 было применение гидравлической системы с рабочим давлением 280 кгс/кв. см, способной работать при температуре от – 54 до 230°С, а кратковременно – даже до 340°С. Гидросистема состояла фактически из четырех независимых одновременно работавших систем с питанием от 12 гидронасосов переменной подачи. Предназначалась она для привода органов управления, шасси, концевых частей крыла, а также аварийного генератора.
Электрическая система переменного тока (115/200 В, 400 Гц) запитывалась через понижающие трансформаторы от двух основных генераторов мощностью по 60 кВ, приводимых от двигателей. Аварийный генератор мощностью 60 кВ приводился от гидродвигателя.
Разрабатывавшаяся вначале фирмой IBM навигационно-бомбардировочная система AN/ASQ-28 должна была обслуживаться штурманом-бомбардиром, сидящим непосредственно за вторым летчиком. В ее состав входили: 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 целевого оборудования на бомбардировщике В-70 достигнет 4,5 т.
Самолет Норт Америкен ХВ-70А в сопровождении учебного самолета «Тэлон»
