详细介绍

简介

B—1是美国洛克韦尔国际公司研制于20世纪70年代的可变后掠翼超音速（M为1.25）战略轰炸机，巡航速度为0.7马赫，航程达12000千米，起飞距离为2530米，以61米低空突防时可达965千米每小时，它的设计源于60年代后期美国“先进有人驾驶战略飞机计划（AMSA）”。1969年开始正式开发，原型机试飞于1974年12月23日1986年6月开始装备美国空军。

在美军的三种现役战略轰炸机中，超音速喷气式轰炸机B－1B的实战能力总令人觉得是个迷。海湾战争期间，尽管B－1B早已装备美国空军，却始终未派上战场；1996年的“沙漠惊雷”行动，美军将B－1B派驻海湾地区，但没参战。这一年11月中旬，美国准备狠炸伊拉克一回，集结在海湾的空中力量就包括6架B－1B，最终还是没炸成。12月，B－1B终于在美国对伊拉克新一轮的空袭中亮相了。

美国军方一直认为B－1B是目前世界上威力最强大的战略轰炸机，因为在各国现役的战略轰炸机中，B－1B在航速、航程、有效载荷和爬升性能等各种技术指标都有较大的优势。

由罗克韦尔（Rockwell）飞机公司研制的B－1B是一种远程、多用途、可变后掠翼的重型超音速战略轰炸机，极限时速1320公里（1．25马赫），续航能力为1．2万公里，可从美国本土实现洲际飞行。B－1B被冠以“枪骑兵”（以行动快、火力猛着称的十九世纪法国兵种）的称号。

B－1B有4个涡轮喷气发动机。尽管其体形比B－52略小，但携弹量却比B－52还多。除了机腹内弹仓可装载34吨弹药外，B－1B还可外挂26吨的导弹或炸弹。同时B－1B还具备了一定的隐身性能，B－1B被雷达截获的机身反射面积仅为1平方米，而体形与之相近的B－52则会被雷达截获多达100平方米的机身反射面积。

现代防空武器的进步使得六十年代提出的“高空高速突防”的战术过时，当前有些中远程防空导弹的飞行速度甚至已经达到2至3倍音速，而高速歼击机的普及也使喷气式轰炸机再难以实现高空高速突防。所以B－1B主要是利用地面防空雷达的扫描盲区实现超低空高速突防。

B－1B装有先进的地形跟踪雷达，可持续判断前方2．5公里范围内的地形，然后由自动驾驶仪控制飞机与地面保持一定高度。因此，即使地形比较复杂，B－1B仍可以在离地60米的超低空实现高速飞行和作战攻击，当三个投弹仓同时打开时，能在2秒内迅速将全部弹药倾泻完毕，然后高速逃离。由于采购洲际导弹好还是继续采购轰炸机好的问题在美国长期争论不休，故使B—1的研制周期长达20年。

B—1的气动布局十分先进，它采用“翼身融合体”构造，使大边条后掠低单翼与细长的机身作为一个整体来设计与制造，无以往飞机那样明显的分界线，这样可以减少空气阻力和机身雷达反射横截面积，增加升力及内部容积，可多装燃油增程。B—1还安装了可变后掠机翼，外翼段可在15度到67.5度之间变化，以适应不同速度下的飞行，有利于改善各高度飞行性能及起落性能，并可增加航程。

4台F101-GE-102型涡轮风扇发动机分两个短舱装在中央固定翼的下方，机身中段前后有2个武器舱，各长9.53米和4.57米，可挂8枚AGM—86巡航导弹或24枚AGM—69短距攻击导弹或12颗至24颗小核弹或总重34吨的常规炸弹数十枚。另外，机上拥有ALQ—164多模态攻击雷达，飞机可作地形跟踪低空突防飞。一个4座座舱设在机头，无自卫枪炮。

发展改进

B-1B的机身仍然采用传统的硬壳式—结构，即由框架、蒙皮、大梁构成一个相互联系的整体。其机身结构采用分段制造方式，在将机翼、起落架、发动机短舱和尾翼装上之前，首先将机身各段装配到一起。

基本构架

机身前段主要有雷达罩、雷达电子设备舱、前起落架舱、环控设备舱、前部油箱，以及大部分航空电子设备舱。

紧接着前部机身的是前部中间段。这一段机身主要有前部和中部武器舱，以及机身整体油箱。在前部中间段之后，是大量的钛合金机翼传载盒结构，这些传载盒也构成了一个机身整体油箱。

在机翼传载盒的后面，是机身结构的后部中间段。里面布置有主起落架舱，以及一个油箱和一个飞行控制混合器隔舱。在主起落架舱的后部是武器舱，同时还有一个整体油箱。机身后段主要是其它的油箱、机载电子设备舱和绝缘材料制造的尾锥。

可见B-1B连续投下的多枚航空炸弹有效的复盖了伊拉克目标建筑物，造成了多处严重损坏。航空照片：B-1B的实战效果

B-1B和B-1A在机身结构方面的差异比较大。起飞时，B-1A机内载油量主要受最大起飞重量（179172千克）限制，这就意味着它在起飞时只能装载大约一半燃油，然后在指定空域与加油机会合进行空中加油后，才能保证完成预定任务。由于载弹量增大，同时为满足飞机满油起飞的需求，B-1B对起落架结构进行了加强，并增加了发动机推力，因而使其最大起飞重量上升到了216367千克。

B-1B和B-1A的另外一个主要区别来自于机载武器。B-1A设置了3个武器舱，每个武器舱长4.57米，机载武器主要是“短程攻击导弹”（SRAM）。虽然“空射巡航导弹”（ALCM）基本型的尺寸和SRAM相差不大，但后续发展型的长度却增大了近三分之一，这样B-1A的武器舱已无法容纳ALCM。在B-1B中．机身前部和中部武器舱内的隔板改为活动式，增加了这两个武器舱的长度，使ALCM也可挂载在B-1B上。另外，在增大后的武器舱内，其前部也可加装一个小型油箱。

B-1A的武器舱门由金属制成，而B-1B的武器舱门则由复合材料制造，这一方面可减轻结构重量，另一方面又可减小雷达反射特性及提高声学特性。另外，在B-1B上还增加了一个扰流板，以防止武器舱门打开时，高速空气进入舱内。

机尾翼结构

机身结构的核心是一种钛合金结构——机翼传载盒，它的基本功能是承载可变翼，同时也负载主起落架，负担大约90%的最大起飞重量。另外，在其内部也装载着大约9072千克燃油。它长约7.92米，由三大部分构成，采用了钛合金的扩散焊接方法。扩散焊接方法本身是一个工艺过程，由洛克韦尔公司在研制XB-70 “瓦尔基里”轰炸机的过程中首创。

在机翼传载盒的上下两面都复盖粉蒙皮，下部和上部的蒙皮完全一样。在设计时，整个结构强度都留有相当大的可靠性余量，可以保证在一边蒙皮出现裂纹的情况下，另外一面还可承载全部负载。两面蒙皮都使用锥形螺栓进行了固定。

机翼由翼梁和翼肋构成，是传统的双翼梁铝合金盒式结构，在机翼上部和下部复以单片式铝合金蒙皮。机翼同时还是一个整体油箱。位于整个机翼前缘的分段式前缘缝翼只在起飞时发挥作用。位于机翼后部的单片式襟翼分为6部分，当机翼后掠角超过20°时，最里面的两片襟翼将被锁死。飞机的滚转控制主要通过平尾差动实现，同时辅似机翼上部扰流片的运动。当飞机速度超过M1时，扰流片的外段将自动锁死。

对于可变翼飞机来说，机翼整流装置的密封一直是个难题。即使经过了风洞试验，也很难准确预测全尺寸实体部件的性能，尤其是实际飞行中的阻力。此外，密封装置本身就是一个庞大和昂贵的系统，而且还具有阻力大、重量大、构造复杂的缺点，因此当B-1B项目启动以后，洛克韦尔公司对多种方案进行了研究，最终选定了欧洲“狂风”战斗机的滑动式“羽毛”装置。它由一个可充气的“包”来支持，最终该方案如期用到了B-1B的设计方案中。这个可充气的“包”长6.10米，每个“包”内有21个减压活门，由英国制造。

B-1A尾翼组件由铝合金制造。垂尾是一个单独的盒式结构，通过螺栓固定在后机身。方向舵分为三片，两片位于平尾上部，一片位于平尾下部，位于平尾下部的方向舵也可用于低空乘坐品质控制。平尾也采用了铝合金盒式结构，直接安装在钢轴上，在实施俯仰及滚转控制时，左右两片平尾可独立运动。在实施俯仰控制时，左右两片平尾最大可偏转10°；实施滚转控制时，最大可偏转±20°。在B-1B上，平尾和垂尾表面为复合材料，大梁由高强度钦合金制造。尾翼组件的核心，是一个巨大的箱形支架和钢轴，重约2245千克。

机组人员座舱

B-1B的座舱进行了重新设计。在初始方案中，曾采用了整体弹射式救生座舱，它是在F-111的基础上发展起来的，具有在接近零-零条件下的工作能力。这种方案的优点是，当以M2的高速在平流层弹射时，可为机组人员提供最好的生存保护，而且在低空高亚音速范围内的工作情况也良好。另外，采用该方案也可提高机组人员的工作效率。这个救生座舱本身是水密的，可漂浮在海面上。当机组人员降落在敌对区域等待救援时，它还可以为机组人员提供遮蔽。另外，采用这种方案还可以减轻机体重量。

当遇到紧急情况时，通过拉动驾驶员/副驾驶员以及后排座位上的弹射手柄，都可以启动救生座舱。此时，一个爆炸系统会将救生座舱从机体分离出来，接着减速伞开始工作，一对垂直的小型尾翼也从救生座舱上展开，对减速过程进行稳定。然后，一台火箭发动机点火，自动将救生座舱推动到安全的高度和速度，之后三个救生伞放出，接地之前，救生座舱底部会弹出五个弹性囊，对着陆过程进行缓冲。

救生座舱虽然经过了48次主降落伞试验，10次救生座舱的空中落体试验，17次稳定部分的滑车试验，5次救生座舱的滑车试验，但由于救生座舱在某些飞行范围内工作不稳定以及不便于拆卸，不便于地勤人员维护和维护时间过长、维护费用过高等原因，最终被放弃。从第四架原型机开始，改用ACES II型弹射座椅。

在正常情况下，B-1B机组由4人组成，包括驾驶员、副驾驶员，以及两名航空电子系统操作员，分别操作防御性和进攻性航空电子设备。另外，机舱内也备有搭乘两名教官时的所需设备。

B-1B的座舱相当宽敞，机组人员可以站起来伸展身体，舱内还备有电热杯和简易厕所，在电子系统操作员位置也开有窗户，估计是出于心理方面的考虑。相比之下，对两名教官的考虑就少一些，因没有配备弹射座椅，他们只能通过机腹舱门自行离机。总体来说，B-1B的座舱还是相当舒服的。试验过程中最长的一次飞行发生在1982年，当时B-1B从爱德华兹空军基地前往范堡罗参加航展，共飞行11小时25分钟。飞机落地后，机组人员反映没有感到过分疲劳。

起落架系统

起落架系统主要包括一个细长的主起落架支柱及一个四轮小车式轮胎组。主起落架舱位于机身中部。前起落架由两个轮胎组成，向前收进座舱下部的前起落架舱。机身距地面约2.74米，发动机短舱距地面高度约为上述数据的一半。起落架收起或放下都通过电动机构完成，整个过程约耗时12秒。

按照设计，在降落过程中，起落架将承受近90%的机体总重，因此起落架必须具有相当大的强度。主起落架支柱由合金钢锻造，重约1361千克。前起落架受力较小，其主支柱由铝合金制造，重约454千克。B-1B没采用发动机反推力装置或减速伞，其刹车过程完全依靠固特异公司的碳刹车片。飞机在地面转弯依靠前轮转向来实施，前轮向两侧的最大转弯角度可达76°。

隐身

在B-1B上采用了多种隐身措施，可确保在未被敌方探测到的情况下，突破其防御系统。这些措施主要有可见光隐身、雷达隐身、红外隐身等。

一开始，为减少光的闪烁，B-1A机体涂的是白色。但随着对低空突防的日益重视，后来又将涂色逐渐变淡。因为在白天或月夜实施低空突防时，在地面的衬托下，敌方截击机更容易发现白色的轰炸机。取消白色方案后，B-1B原型机改用了淡灰色和暗灰色，诸如机载电子设备舱和驾驶舱等热敏感区域都用淡灰色复盖起来，这样在低空飞行时，就可将机体轮廓“淹没”在周围地形中。最终价生产型B-1B上，采用了“欧洲一号”方案，即暗橄榄绿、暗灰和暗绿，在试验中，从何种角度观察都难以发现它。

防空系统主要依赖雷达进行探测，因此美国在减少轰炸机的雷达反射截面积（RCS）方面做了许多努力。一开始，B-1A主要考虑用电子对抗措施（ECM）来自卫，其较小的RCS值只是“妙手偶得”而已。和B-52相比，B-1A的RCS值只是前者的1/35或1/25。虽然这个数据还存在着很大的不确实性，但即使B-1A的RCS值只有B-52的1/10，因为B-1B的RCS值约相当于B-1A的1/10，所以B-1B的RCS值只有B-52的l/100。据推算，B-52的RCS值约为100平方米，因此B-1B的RCS值就约为1平方米。作为对比，一架中型战斗机的RCS值约为5平方米，而轻型的米格-21战斗机在迎头方向的RCS值只有2平方米，B-1B的RCS值之小可想而知。

相对于B-1A来说，B-1B在RCS值方面的改进主要集中于航空电子设备、机体结构、雷达吸波材料（RAM）。航空电子设备的改进，主要集中在雷达天线方面。机体结构方面，主要是对发动机进气道进行了彻底的重新设计，以最大限度地减小雷达反射信号。更关键的是，在发动机进气道内，前后两个隔板都倾斜向下，当雷达波遇到它们时，就会被散射出去，而非直接反射回去。

RAM也得到了广泛使用。发动机进气道内的前后斜板位于进气道头锥之后，而头锥由绝缘材料制成，雷达波可以穿过它直接深入进气道内部，因此在前后斜板上也涂复了RAM。另外，在机翼和翼根整流装置四周，扰流片、襟翼周围，以及平尾表面，总之，只要是能够“收集”雷达波并将其反射回去的地方，都使用了RAM。

B-1B上也装了大量主/被动电子设备，在对敌方雷达波进行探测及识别后，可将其偏转到其它区域或吸收掉。座舱也是一个强雷达反射源。雷达波可直接透过座舱玻璃，在座舱内的各种设备间经过一系列复杂反射后，再折射回去。最后研制了一种导电“罩”，可将雷达波电磁脉冲传导出去，从而解决了此问题。B-1B通过采用这些无源对抗设备及特种材料，最终“击败”了雷达波。

每颗炸弹后面都放出一个小小的减速伞，用于减缓炸弹下落的速度。这样才能保证轰炸机在超低空投弹后能有足够的时间飞走，以免被自己所投下的炸弹所伤。有的炸弹尾巴上加装了几片可以折叠的减速尾翼，作用同理。

B-1投掷子母弹箱，可以看到弹箱的爆炸螺栓起爆将子弹释放出来，图中的B-1打开了前面的两个弹舱。

在B-1B轰炸机机身内有前、后2个(有的资料说成是3个)炸弹舱，机身下面有8个武器外挂架。前炸弹舱位于机翼前方，长9.53m。中间有一个可移动式的隔壁，可以把前炸弹舱分割成大小相同(活动隔壁设在中央)或不同(活动隔壁设在距后舱壁6.71m处)的两部分，如图2.1所示。因此也有3个炸弹舱之说。后炸弹舱位于机翼之间的机身内，长4.57m。前炸弹舱内可以放置2个旋转式弹架、或1个旋转式弹架和1个油箱、或2个油箱；后炸弹舱可放置1个旋转式弹架或1个油箱。B-1B轰炸

旋转发射装置

(1)多用途悬挂发射装置，长4.57m，可挂8颗MK.84炸弹；

(2)SRAM导弹的发射装置，长6.73m，可挂8枚SRAM近距攻击导弹；

(3)巡航导弹使用的发射装置(CRM)，这是在通用的战略旋转发射装置(CSRL－－Common Strategic Rotary Lancher)的基础上发展的一种装置。可以挂8枚空射巡航导弹(ALCM)或8颗核炸弹。但是在挂载AGM-129先进巡航导弹时，由于弹径粗，所以只能挂4枚。

通常在一种旋转发射架上只能挂同一型号的武器，只有B61和B83两种核炸弹可以混挂在1个旋转弹架上。旋转弹架由挂架控制装置(PCU:Pylon Control Unit)通过液压动力装置驱动旋转，投放或发射武器时被投放或发射的武器首先要转到正下方的位置上，投放或发射后弹架转动，使侍投(发射)的弹药转到正下方，由相邻的侍投(发射)位置转到正下方需5s的时间。弹舱内可挂载的武器数量取决于武器类型。

下两图为B-1弹舱内的武器挂架，可拆出机体外装好炸弹，再将炸弹一次送入弹舱内。

(1)弹舱内挂载近距攻击导弹时，最多可达24枚：

AGM-69A近距攻击导弹长4.27m，为其研制的专用旋转式发射架长4.5m左右，每个挂架可挂枚近距攻击导弹。前炸弹舱内可安放2个旋转弹架，后炸弹舱内安放1个旋转弹架，3个弹架共挂24枚AGM-69A导弹。

(2)弹舱内挂载AGM-86空射巡航导弹时，最多只能挂8枚：

由于空射巡航导弹长6.32m，所以前炸弹舱内只能安放1个旋转发射架，挂载8枚导弹；后炸弹舱长只有4.57m，不能挂载空射巡航导弹。

挂架线条图

(3)核炸弹可挂12颗或24颗

B-1B轰炸机挂载的核炸弹有B28、B43、B61和B83等4种型号。其中B28和B43是早期型号，不能使用旋转弹架，而且弹体也较长，前后弹舱共挂12颗；B61和B83是小型而性能更高的新型核炸弹，可以使用旋转弹架悬挂，每个弹架挂8颗，3个旋转弹架共挂24颗。

(4)MK82通用炸弹最多可挂84颗；MK84通用炸弹最多可挂24颗；

(5)MK36水雷最多可挂84颗；MK60水雷最多可挂26颗。

2、外部武器挂架

B-1B轰炸机的机身下有8个武器挂架，其中6个是双挂架，2个是单挂架。这些挂架用于在非隐身作战状态下挂载各种武器。8个挂架的最大挂载能力是：8颗B28核炸弹、或14颗B43核炸弹、或14颗B61或B83核炸弹、或14枚AGM-69A近距攻击导弹、或14枚AGM-86空射巡航导弹、或44颗MK82通用炸弹、或14颗MK84通用炸弹、或14颗CBU-75子母弹。

(三)武器配备方案

1、38枚AGM-69A近距攻击导弹(弹舱内24枚+外挂14枚)，载弹量38吨；

2、22枚AGM-86空射巡航导弹(弹舱内8枚+外挂14枚)+2个油箱(参阅图2.1)，载弹量31.9吨；

3、20颗B28核炸弹(弹舱内12颗+外挂8颗)，载弹量23吨；

4、26颗B43核炸弹(弹舱内12颗+外挂14颗)，载弹量25吨；

5、38颗B61或B83核炸弹(弹舱内24颗+外挂14颗)，载弹量12.24吨或41.3吨；

6、128颗MK82通用炸弹(弹舱内84颗+外挂44颗)，载弹量31吨；

7、38颗MK84通用炸弹(弹舱内24颗+外挂14颗)，载弹量34吨；

8、84颗MK82通用炸弹(弹舱内)+14颗CBU-75子母弹(外挂)吨。

白色涂装的B-1A原型机

9、24枚联合防区外空地导弹（JASSM），这是B-1轰炸机携带JASSM导弹的最大能力。B-1已成为美国空军所有平台中JASSM导弹携带量最大的飞机，其次是B-2，能携带16枚，然后是B-52，能携带12枚。

动力与武器系统

B-1尖锐的机头。头部内装有先进的雷达系统，具有地形跟踪和火力控制功能。图中B1赖以超低空突破敌方防空网的核心部分。在这张照片里，可以很容易看到B1翼身融合的结构特点。B1的驾驶舱风挡玻璃和美军多数飞机一样，具有减低核闪光、核辐射的作用。此照片摄于2003年伊拉克战争之后，图中的B-1B刚刚返回美国本土基地。

下图里的两架B-1飞行在云层上，也很酷！

B-1B既要高空高速飞行，又要低空亚音速突防，而高涵道比涡扇发动机是达到这一要求的必然选择。最终，美国空军选定了通用电气公司的F-101涡扇发动机。F101后来又派生出一系列改型。第一种改型是F101DFE，随后又派生出F110，装在F-14、F-15及F-16战斗机上。

发展概况

当AMSA项目开始实施时，配套发动机的研制工作也同时启动。1970年6月5日，研制合同签署，根据合同规定，通用电气公司将负责发展40台YF101-GE-100发动机，但在B-1A样机的数量减少后，发动机样机的生产数量也随之减少至27台。

新发动机的设计指标比较高，一台YF101的推力和两台B-52上的J79涡喷发动机的推力相当，而体积却比单台J79小30%。以巡航速度飞行时，YF101的耗油率比J79约降低25%，而且排烟量更小。

1971年6月，美国空军对F101进行了初始设计评审。同年10月，洛克韦尔国际公司开始全尺寸样机的制造。10月29日，通用电气公司开始对发动机核心机进行测试，比原计划提前了17天。1972年4月，首台发动机装配了加力燃烧室，并完成了90%转速试验。

F101可以说是美国历史上试验最充分的发动机。它实施了等效于1000小时的持续试验，进行了300小时的产品检验试验，包括大约200次起动及关机试验，440次推力变换试验。在300小时试验中，用于模拟爬升及地形跟随条件下的试验就有225小时，它等效于发动机经过200次连续飞行5小时的使用情况。1972年7月，YF101通过验收并交付给洛克韦尔国际公司。1974年3月22日，在成功完成额定状态预先飞行试验后不久，首台用于飞行试验的YF101交付。1974年5月中旬，其它3台用于B-1首架原型机的YF101交付。与此同时，用于同时启动所有4台发动机，以及向机载系统供电的辅助电源，也完成了性能测试。

1977年6月，当卡特政府决定停止B-1A项目后，F101发动机的研制工作也被迫终止，但“连续工程发展”（CED）计划则一直持续到了1981年3月。此时，F101发动机已在四架B-1A原型机上飞行了大约7600小时。通过这些试验，发动机逐步成熟起来，零部件寿命不断扩展，采购及运行费用也得到降低。

功夫不负有心人。1981年12月，里根政府决定启动B-1B计划，发动机选用F101-102。除了耐久性和可操作性得到进一步提高以外，F101-102和F101-100几乎完全相同。另外，为提高发动机推力以满足B-1B的需要，要求提高F101-102的涡轮温度，因此其重量也略有增加。由于不再要求M2的最大速度，发动机进气道和喷管也进行了相应修改。

在F101-102的研制过程中，首次应用了“加速的任务试验”（AMT）方法，以进行产品检验。研制过程中，在F101-102上共进行了大约790小时的AMT，其中大部分都在最大推力状态，在最大推力状态又包括4713次加力燃烧室点火，830次低疲劳循环和9427次热循环，总的试验强度约相当于发动机运行10年所受载荷。1982年2月，上述试验完成。同年4月1日，通用电气公司拿到了总值18.2亿美元的生产合同。

1983年9月，大规模发展工作结束，首台F101-102发动机也于同月交付，并于1984年10月装在首架B-1B上进行了飞行试验。猛一看，F101-102和F101-100几乎完全相同，只是重了约180千克。另外，F101-102的可靠性也进一步提高，抗失速性能更好，耗油率也较F101-100降低3%-5%。

F101发动机

F101是一种双转子涡扇发动机，涵道比约为2，比此前研制的TF30和F100涡扇发动机要高得多。TF30装在F-14战斗机上，涵道比为0.9。F100装在F-15和F-16战斗机上，涵道比为0.7。F101的空气流量约为160千克/秒。F101-100和F101-102的尺寸完全相同，长4.60米，最大直径1.40米。F101-100净重约1814千克，F101-102约1996千克。两种型号的静推力相同，加力推力分别为75.6千牛和133.4千牛，F101-102的实际飞行性能也相对好一些。F101采用了模块化设计，这样有利于地面维护和修理。在F101上，设有许多探伤检查孔，通过这些小孔可以很方便地对压气机、燃烧室及涡轮，尤其是压气机和涡轮叶片的间隙进行探伤检查。

发动机短舱

发动机成对安装在翼根下的发动机短舱内。飞行试验证实，虽然位于同侧的两台发动机可能同时失效，使飞机两边的推力不平衡，但这不会带来很严重的控制问题。当因推力不平衡而产生偏航时，“自动飞行控制系统”（AFCS）会自动通过空气舵面进行补偿和纠正。B-1B甚至可以只借助一台发动机飞行，当然，此时必须进行应急空中放油，以将飞机重量减至可接受水平。

当飞机在地面受到突然攻击时，发动机的快速启动至关重要。一开始，曾考虑为B-1B配备外部电动起动机，但因易受电磁干扰而没有采用。传统的电源起动车会减弱飞机的“独立工作”能力，而且它不能保证飞机从危险区域快速“逃脱”。最后，在每个发动机短舱内配备了一个燃气涡轮辅助动力装置（APU），每台发动机都通过一个传动轴及齿轮箱和APU相连。任何一台APU都可对任何一台发动机实施启动。

发动机还负责为液压及电子系统提供动力，以及引出部分空气供环控系统使用。和B-1A相比，B-1B的起动时间更短。在接到警报后，到达飞机登机梯的第一个机组人员将按下位于前起落架的一个开关，当全部机组人员都到达机座舱内指定位置后，左右两侧的APU已经启动起来，而且所有机载系统都已通电。此时，四台发动机就可以同时启动了。

燃油控制

B-1B最大机内载油量约为93吨。机内燃油分别装在8个机身油箱以及机翼和翼身融合体油箱内。这么多的燃油装在机身内随处晃动，如果不加以控制，必然会危及飞机的平衡。另外，变后掠翼的采用也加大了保持飞机重心平衡的难度。人们不应燃油都忘记B-1A的第三架原型机就是因为重心失衡而坠毁的。

为解决这一问题，在B-1B上采用了“燃油和重心管理子系统”（FCGMS），它通过专用泵使燃油在各油箱内有规则地流动，达到自动保持平衡的目的。的燃油重量，它首先测量出各油箱中并结合外挂物管理系统中的武器负载数据，起落架、襟翼和机翼的确切位置，M数、压力高度及飞机姿态等信息，计算出飞机的实际重心位置。接着，FCGMS将实际重心位置和储存的力臂数据进行对比，如发现已处于失衡状态，就通过关闭或打开阀门，将燃油泵入或泵出，推动燃油在各油箱内流动，直到最后达到平衡状态。通过通气管路子系统，可给各油箱内泵入氮气，使油箱内始终保持一定压力，另外，这也可将油箱内的爆炸性燃油蒸汽/空气混合物浓度控制在安全范围内。

B-1B有两个单独的主油箱，在每个里面都有两个升压泵和一个冷却燃油泵，它们分别将燃油输送到发动机和两个冷却燃油回路。在这个过程中，交叉供油活门使任一油箱内的燃油可被输送到任意发动机。通过热交换的方式，冷却燃油回路可对附件传动机匣、航空电子设备舱、液压油系统及机上发电机实施温度调节。另外，燃油也被输送到每个发动机短舱内的APU，以使飞机在地面值班期间，APU及其冷却系统可以正常工作。在座舱内安装有燃油控制面板，在这里可通过人工方式对燃油流向进行控制。

B-1B的航空电子设备大致可分为3类：一类是由政府负责提供的一般的通信设备，如敌我识别装置(IFF)、仪表着陆系统(ILS)、AN/ASN-131雷达高度表和应急信标等；其他两类是攻击性航空电子系统和防御性航空电子系统，统称为AN/ASQ-184攻击/防御电子系统。

火控雷达

B-1B的四台涡轮风扇喷气发动机安装在机翼下，进气口被机翼掩盖，使雷达电磁波照射到发动机叶片上的机会减少，减弱了反射雷达波的能量，起到了隐身作用。三个弹舱沿飞机纵轴布置。

B-1B的主要突防方式是低空突防。图中的B-1B也正在做低空机动飞行。借助于机上高效的地形跟踪雷达，B-1B能自动的紧贴着起伏地形飞行，省却了飞行员许多功夫，也更加安全。

图中B-1B在转弯过程中，机翼尖端产生的空气扰动形成了两条白色的气流。还可以清楚看到，机头有两片较小的稳定翼片。

按照功能来分，B-1B上的航空电子系统可分为两大类，即防御性的和进攻性的，它们都有各自专门的操作人员。另外，还有一部分设备是多用途的，兼有防御和进攻两种功能。

经过对各竞争方案的评估，1972年4月，波音军机公司（BMAC）获得了进攻性航空电子系统（OAS）的研制合同。1974年1月，卡特勒·汉姆公司AIL分部（即今天的埃顿公司）获得了防御性航空电子系统（DAS）的发展合同。

数据总线

B-1B航空电子系统的核心，是一个四余度的MIL- STD-1553 数据总线，它取代了B-1A上采用的“航空电子设备多路传输”（AMUX）系统。形象地说，数据总线类似于一个单轨闭环铁路，从它上面引出许多支线，信息通过支线进入闭环，经过编码后，再在适当地点被自动提取出来。数据总线对来自雷达、导航及飞行控制等系统的信息进行分类后，再将它们传送到相关单元。

B-1B的进攻性航空电子系统（OAS）和B-1A有许多不同，其中又以雷达设备的区别最大。B-1A在机头安装有两部雷达：一部是通用电气公司的APQ-144扫探雷达，用于地形测绘及获取位置，以实施导航、目标定位及向武器输入目标诸元；另一部是APQ-146地形跟随雷达。这两部雷达都由 F-111上的相应雷达派生而来。在B-1B上，由一部西屋公司的APQ-164雷达替换了上述两种雷达，它不仅可完成上述两种雷达的所有功能，而且又新增了多种功能。进攻性航空电子系统（OAS）共有44类、66个姿态角传感器（LRU），全系统重约1308千克，正常工作所需电能为20千伏安。

对B-1B来说，最重要的两种工作模式是对地测绘和地形跟随，对地测绘功能可用于航线导航、修正航路点、目标定位和攻击。

在实时探测和测绘工作模式下，雷达采用的是低脉冲重复频率，此时它可识别出湖泊之类的较大的自然物体，并生成一小幅飞行前方局使地形的雷达地图在实时高清晰度对地测绘模式下用了合成孔径模式，可达到低等级照相的分辨力。其天线可以对飞机速度矢量任意一侧20°-60°的扇形区进行扫描。合成孔径雷达首先出现于60年代，当时是为了执行侦察任务，到了70年代才用于目标瞄准。 B-1B上合成孔径雷达（SAR）的分辨力已相当高，可使飞机在各种恶劣条件下不需借助地面系统的帮助，安全降落在受损跑道上。

地形跟随飞行时的离地高度共有11种，最小高度据称为60米或更低。在B-1B上，为减小被敌方探测到的可能性，地形跟随雷达的对地扫描并不是连续的，它可通过返回的扫描信号，计算出所需的飞行航线以及下一次扫描的具体时间。在经过平坦地形时，两次扫描之间的间隔比经过多山地形时的间隔要长。

地形回避模式，换句话说，就是当飞行前方有障碍物时向驾驶员发出警告．并升高飞机以避开它们。在驾驶员或副驾驶员席位的环境显示器上，可显示出飞行航线及地形剖面，当障碍物高度超过预先设定的地形跟随飞行高度时，就会在上面显示出来，以方便驾驶员及副驾驶员实施监控。

毫无疑问，精确导航是成功完成任务的基础。B-1B的机载雷达通过对航路点及地理特征进行精确定位，实现了精确导航。在飞行前准备中，需对整个航线进行仔细规划，并将规划数据输入导航系统。惯导系统（INS）在实现精确导航中也起着重要作用。一般来说，在起飞前都要对INS进行精确校准，如果是紧急起飞，则在空中校准。在B-1A上采用了两套利顿公司的INS，但B-1B 要求武器投放精度提高 2倍；在地形跟随及回避模式工作时，离地高度的精度要提高3倍，这样就对INS的性能提出了更高要求。

经过权衡， B-1B原型机最终选择了SKN-2440型惯导设备，在生产型上装有l台该设备，它是F-16上使用的SKN-2416型和SKN-2430型惯导设备的发展型。和惯导设备相关的传感器，主要是APN-218型多普勒速度传感器和霍尼韦尔公司的APN-224雷达高度表，前者是B-52上相关设备的改进型，而后者也应用在B-52上。

在B-1B 上，还采用了一些通用航空电子部件，如VHF 和HF无线电、塔康系统、仪表着陆系统（ILS），以及保密话音通信设备等。当然，为满足B-1B的要求，对上述设备中的大多数都进行了改进和加固。

防御性电子设备

现代防空体系主要用雷达进行对空探测。在当时来说，雷达波还探测不到低空飞行目标。随着技术的飞速发展，现代雷达迟早会将低空飞行目标牢牢锁定，即便是具有低可探测性的B-1B也不例外。这就是B-1B采用ALQ- 161作为极重要的电子对抗系统的原因。

ALQ-161的天线位于机身四周，可复盖360°方位。当被敌方雷达照射时，它可发出告警信号，并实施电子干扰或欺骗。

B-1A和B-1B上的ALQ-161稍有不同。在B-1B上， ALQ-161的计算机和数据总线得到了改进，而且增加了可编程能力。ALQ-161的工作完全是自动化的，系统操作员仅扮演着系统管理员的角色。当需要操作员实施干预时，操作员的判断将优于计算机程序。

ALQ-161的工作程序是：侦听、探测、分类、确定威胁优先级并采取对抗措施。侦听和探测工作通过相控阵天线来完成，天线分别安装在机翼前缘凸齿及尾部，每个天线均可复盖120°方位角和90°高低角，几部天线一起工作，就可实现全向告警。告警雷达工作在I/J 波段，这是苏联战斗机和防空导弹的工作波段。告警雷达的带宽据说在VHF之间，而这恰是苏联早期预警和地面防空雷达的带宽。该系统可在各种高威胁战场环境下，对多种辐射源实施近实时干扰。

ALQ-161基本上是一个无源侦听系统，只有在绝对必要的情况下，它才会采取主动干扰措施。采取这种工作方式，可以保证判断的正确性。这一判断可由计算机程序根据技术情报信号做出，也可由防御系统军官做出。如果当时的战场环境证明必要的话，防御系统军官可以对计算机程序实施操控，即绕开计算机程序实施手控，以便延迟施放电子干扰，尽量降低虚警率。

当B-1B上的天线感受到敌方雷达辐射后，就将基本数据传送至指挥仪和频率接收机。然后频率接收机对辐射源进行定位，并由计算机分析出其频率数据，包括正在跟踪的雷达脉冲顺序及波形，根据这些数据再识别出敌方辐射源并确定威胁程度。近实时的处理过程是通过6个数据总线来完成的，这些数据总线又从安装在两个黑盒电子设备内的9个“干扰逻辑分配单元”高速计算机上，获得所需信息。这两个黑盒电子设备分别称为“干扰逻辑 A”和“干扰逻辑 B”。整个系统由一部IBM公司的AP-10lF 计算机控制。

速度和协调是ALQ-161 系统的关键。对于B-1B 来说，不可能携带大量干扰机去同时对付敌方多部雷达，它的电子对抗措施是在分时基础上，首先对威胁最大的目标实施干扰。为节约能量，只要有可能，实施干扰的带宽总是尽可能窄，而且从一个辐射源跳跃至另一个辐射源的时间都在毫秒以内，这样可以尽可能多地复盖敌方辐射源。

干扰机能同时处理的发射体的数量是相当惊人的，它跨越了很大的频率范围。系统的工作方式相当灵活，即使干扰机处于繁忙的工作中，探测子系统也可在探测新目标的同时，对旧信号持续监控，哪怕干扰机此时也处于同样的工作频段。在对抗威胁雷达时，ALQ-161的天线指向、调频及激发等都达到了最优化。如果一部有威胁的雷达停止了辐射，直接用于对抗它的干扰机就会自动停止工作。

防御系统军官坐在两台阴极射线显示器前。其中一部显示器是传统的平面位置显示器，可显示飞机及在威胁辐射背景下的飞行航线。另一部显示器则可显示战场环境的全景式频谱扫调画面，而且还带有辐射源的详细资料。另外，还可通过一个指示器，进一步显示任何感兴趣区域的更多细节，并且还可同时显示出所有这些辐射源的特性清单，以及多达5种对抗模式。如有必要，防御系统操作军官（DSO）可使用键盘介入系统，对ALQ-161正在自动实施的工作进行修正。

在B-1B上也装有箔条和红外干扰弹，用于实施无源对抗。箔条和红外干扰弹安装在机体上部座舱之后，成两排布置。在发射时，一般都是箔条和红外干扰弹一起发射，发射过程由ALQ-161自动控制或由防御系统军官实施手动控制。

ALQ-161的监控网络——“状态评估和测试”也很有特色，它和CITS链接在一起。该系统出现的任何破坏或故障，都可由CITS的AP-101F计算机通过数据总线将故障部件并联起来，以保持整体的电子对抗能力。

在第四架B-1A原型机机身上部，采用了维形骨架，从座舱后部一直延伸到垂尾根部。在维形骨架里面，装有“斗鸡眼”试验性单脉冲雷达干扰系统。但在B-1B上，并没有安装该系统。B-1B安装了一部西屋公司的ALQ-153尾部告警雷达，对来自尾部的飞机和导弹实施逼近告警。

机载武器

B-1B的机载武器是其强大威慑力的基础。服役之初，B-1B机载航空核炸弹的主力是B-83 ，也可能是B-61，另外， B-28和B-43也在挂载之列。B-83核炸弹重约1092千克，百万吨当量，引信可设定为空中或地面爆炸，炸弹投放高度为46～15240米，采用降落伞减速。B-61核炸弹相对来说小一些，重约363千克，当量为l万～50万吨。

60年代，波音公司开始研制ACM - 69 “短程攻击导弹” （SRAM），它采用火箭发动机，是一种防空压制武器。根据载机飞行速度和高度的不同，AGM-69的最大速度M2.8～3.2，射程56-169千米。1985年，开始考虑为B-1B发展新一代“短程攻击导弹”，即SRAM II。SRAM II的外形尺寸小于AGM-69，仍然采用火箭发动机。

AGM-86B“空射巡航导弹”（ALCM）是波音公司的另一款产品。ACM-86B对B-1A计划的取消也有一定“责任”。当时认为，通过从B-52之类的平台上发射AGM-86B，可在防区外实施低空突击，从而可取代B-1A。AGM-86B采用喷气发动机．最大速度805千米/小时，最大射程2500千米，核弹头当量20万吨。它采用惯导+数字景像地形匹配制导方式，沿地面一定高度贴地飞行，采用低空亚音速突防。

在研制过程中，曾考虑将B-1B用于执行海上监视和巡逻任务，因此其当时的机载武器也包括了MK-36和MK-60 水雷。另外，据说经过简单改装也可挂载AGM-84A “捕鲸叉”反舰导弹。

B-1B具有外部挂架，当不考虑隐身要求时也可在机外挂载各类武器。在执行纵深突防任务时，主要依赖内置的旋转式发射架。每个旋转式发射架可挂载8枚SRAM导弹，从理论上来说，同一挂架上的8枚导弹都可以实施预先瞄准，并在45秒之内全部发射出去。旋转式发射架的代号为CSRL——“通用战略旋转式发射架”，其“中心管”直径0.53 米，长度4.27米，由碳纤维环氧树脂材料制成。发射架的其它部件基本上都由铝合金制造。

作战方式

1、低空高亚音速突防和攻击

在这种作战方式中，起飞后爬升到B-1B轰炸机的最佳巡航高度12000m，以M数0.85的速度飞到空中加油点，加油后继续飞到对方早期预警雷达的探测区边缘，通常距对方预警雷达站320km。把飞行高度下降到150m的超低空后以高亚音速进入预警区突向目标，同时实施电子干扰。在距目标60～110km处发射AGM-69A近距攻击导弹攻击目标。发射导弹后继续在超低空飞行，以躲避对方的攻击。退出对方的防区后立即爬升到最佳巡航高度返航。

在这种作战方式中采用的另1种战术是，空中加油后加速到超音速。高空高速进入目标区后，在实施电子干扰的同时用空对地导弹压制和摧毁对方的防空系统。然后下降到30m的超低空，利用自动地形跟随雷达飞行，对目标实施超低空、高亚音速攻击。

2、高空超音速突防和攻击

在作战方式中，起飞后爬升到B-1B轰炸机的最佳巡航高度也是12000m，并以M数0.85的速度飞到空中加油点进入空中加油。加油后继续飞到对方早期预警雷达的探测区边缘，再次爬升到15000m。然后以M数2的高速飞向目标，在实施电子干扰的同时向目标投放武器。攻击后仍以M数2的高速从高空退出对方的防空区，然后下降到最佳巡航高度返航。

作战演习

B-1B轰炸机还没有参加过实战，但从其在1994年针对海湾地区的局势进行的“警惕的勇士”94演习中，可以看出其实战的能力。在这次演习中两架B-1B轰炸机从美国国内起飞，中间进行了4次空中加油，经过25小时的不着陆飞行，最后飞到假定的“目标”科威特后，下降到超低空利用地形跟随设备进行了低空攻击，向1个靶场投下了56颗227kg(500lb)的MK82炸弹，显示了其远途奔袭的能力。

1994年10月31日上午10点钟，4架B-1B从埃尔斯沃斯空军基地起飞。每架飞机的火力配置都是：前部炸弹舱中装1个可装9000kg(20000lb)燃油的油箱，中部炸弹舱和后部炸弹舱各挂28颗MK82炸弹。4架飞机分成攻击和预备两个小队，每个小队2架飞机。4架飞机起飞编队后向东飞行，沿美国和加拿大的边境飞到大西洋上空。日落时在新斯科舍以南278km(150nm)处的6552m(21500ft)的高度上，B-1B编队与来班戈的3架KC-135加油机会合，进行了空中加油。

两架攻击小队的飞机分别加了56700kg(125000lb)和51300kg(113000lb)的JP-8燃油。当确认攻击小队的飞机能够正常受油后，预备小队立即脱离编队返回基地。两架攻击飞机在夜间飞在大西洋时僚机跟在长机后方1.86km～3.7km处，高度比长机低305m(1000ft)，飞行速度大约是M数0.72。

第2次空中加油是在1994年11月1日的清晨，地点在西西里岛。加油后飞越地中海，向南转弯进入埃及，然后向东飞越红海进入沙特和科威特。在飞行了15小时之后已经接近目标，大约在2440m(8000ft)的高度上进入科威特上空，长、僚机相距1分钟先后进入目标区，开始进行攻击前的准备工作。

最后将飞机下降到152m(500ft)的高度上，机翼也后掠到最后的位置。僚机跟在长机之后投弹，大约在距起飞15小时30分钟时僚机投完28颗炸弹后向左压坡度迅速爬高到2130m(7000ft)，此时1架担当前进航空兵控制飞机的A-10飞机的驾驶员用无线电通报了攻击情况。几分钟后甘靶场发出了正式报告：长机投弹的弹着点距中心线10m，稍稍超出了预定的范围，但还有半数的炸弹落在了目标上；而僚机的炸弹全部投到了目标上。

返航时在沙特上空进行了第3次空中加油，两架加油机(KC-10和KC-135各1架)来自利雅得。