для уменьшения отражения радиолокационных волн. По бокам передней части фюзеляжа под кабиной экипажа расположены две поворотные (диапазон углов отклонения от +20 до -20°, скорость отклонения до 200°/с) аэродинамические поверхности (на В-1А из алюминиевого сплава, на В-1В с обшивкой из эпоксидного углепластика, алюминиевым сотовым заполнителем и титановыми носком и хвостовой частью) с отрицательным углом поперечного V, равным 30°, являющиеся исполнительными органами системы гашения упругих колебаний конструкции SMCS (Structural Mode Control System) в плоскости тангажа при полете в турбулентной атмосфере.
Экипаж состоит из четырех человек: командир и второй летчик размещены на рядом расположенных сиденьях, операторы оборонительного и наступательного БРЭО – за летчиками лицом по направлению полета также на сиденьях, расположенных рядом. На первых трех опытных самолетах В-1А кабина была отделяемой и представляла собой спасательную капсулу, разработанную на основе капсулы самолета F-111 и обеспечивающую покидание самолета в полете и в условиях, близких к нулевым скорости и высоте полета, на четвертом В-1А и всех В-1В оборудована катапультируемыми креслами ACES II фирмы Вебер, обеспечивающими покидание самолета на стоянке и в полете при скоростях по прибору до 1100 км/ч.
Имеются места для двух инструкторов (без катапультируемых кресел). На В-1В для защиты экипажа от светового воздействия ядерного взрыва установлены светонепроницаемые панели, в шести из которых имеются защитные иллюминаторы диаметром 140 мм, выполненные из материала PLZT с изменяемыми оптическими свойствами (прозрачный в нормальных условиях материал становится непрозрачным при пропускании электрического тока), уменьшающего интенсивность светового излучения до уровня 0,003% от исходного значения. Используются система кондиционирования и наддува с использованием воздуха, отбираемого от двигателей (избыточное давление в кабине соответствует высоте 2440 м над уровнем моря). На ряде самолетов установлена бортовая система генерации кислорода с молекулярным ситом фирмы Нормалэр Гарретт. Лобовое стекло рассчитано на выдерживание удара при столкновении с птицей массой 1,8 кг при скорости 1112 км/ч. Имеется электрическая ПОС и система предотвращения запотевания лобового стекла. На В-1В лобовое стекло имеет металлизированное покрытие для рассеяния падающих электромагнитных волн. Вход в кабину осуществляется через нижний люк за носовой стойкой шасси с помощью трапа с электроприводом уборки. В кабине имеются туалет и буфет.
Хвостовое оперение включает киль с трехсекционным рулем направления (максимальный угол отклонения от +25 до -25°) и среднерасположенный цельноповоротный дифференциальный стабилизатор размахом 13,67 м (+10°, -25° при управлении тан- гажом, от +20 до -20° при управлении креном совместно с интерцепторами). Нижняя секция руля направления является исполнительным органом системы SCMS для демпфирования упругих колебаний фюзеляжа в плоскости рыскания. Конструкция киля и стабилизатора кессонная, на В-1А – из алюминиевых сплавов, на В-1В – с титановыми сварными лонжеронами с синусоидальной стенкой. Каждая консоль стабилизатора отклоняется двумя тандемными гидроусилителями.
Шасси трехопорное с управляемой в пределах от +76 до -76° (360° при рулении не на собственной тяге) убирающейся вперед двухколесной носовой стойкой и убирающимися в фюзеляж основными стойками с четырехколесными тележками. Уборка и выпуск шасси осуществляются за 12 с. Убранные основные колеса располагаются в фюзеляже вертикально. Пневматики основных колес размерами 1168x40 – 6640 мм, 30- слойные с давлением 1,52- 1,90 МПа (15,5-19,3 кгс/см
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. На опытных самолетах В-1А были установлены по четыре двигателя Дженерал Электрик F101-GE-100 с форсированной/нефорсированной тягой по 133,4/66,7 кН (13610/6800 кгс), наработавшие около 7600 ч в полетах. В-1В оснащен двигателями модификации F101-GE- 102. Расположение двигателей вблизи ЦМ самолета повышает его устойчивость при маловысотном полете в условиях турбулентности. F-101 – двухвальный малодымный ТРДЦФ модульной конструкции со степенью двухконтурности около 2, расходом воздуха 160 кг/с, степенью повышения давления 26,5 имеет двухступенчатый вентилятор с регулируемым ВНА, девятиступенчатый компрессор с регулируемыми направляющими аппаратами трех первых ступеней, двухступенчатую турбину низкого давления и одноступенчатую турбину высокого давления, короткую кольцевую камеру сгорания, форсажную камеру со смешением потоков и регулируемое сужающееся-расширяющееся сопло. Требуемый межремонтный ресурс варианта F101-GE-102 составляет 3000 ч, двигатель оптимизирован для работы при полете с М=0,8 на малой высоте. Длина двигателя 4,60 м, диаметр 1,40 м, сухая масса 1996 кг (для модификации GE-100 – 1814 кг). Для автономного запуска двигателей используются две бортовые ВСУ мощностью по 294 кВт (400 л.с.), обеспечивающие также привод аварийного электрогенератора.
Воздухозаборники В-1А – регулируемые. Вначале предполагалось использование воздухозаборников смешанного сжатия, в 1972 г. было принято решение о применении воздухозаборников внешнего сжатия с уменьшением примерно вдвое числа подвижных элементов и экономией массы около 635 кг при некотором улучшении дозвуковых характеристик и уменьшении максимального числа М на большой высоте с 2,2 до 1,6. В-1В имеет нерегулируемые воздухозаборники со стабилизированными скачками уплотнения, а также с изогнутыми каналами и с перегородками, экранирующими вентиляторы для уменьшения ЭПР самолета.
