背景起源
对于冷战初期的美国空军而言，如果能够做的事情只是整天待在基地里，等候着苏联的战略轰炸机快飞到自己头顶的时候起飞拦截是不可想象，也是不能忍受的。美国空军需要的不仅是坚实的盾牌——截击机，在自己的国土上建立一道密不透风的防空网；更需要锋利的长矛——战略轰炸机，穿透敌人的领空，给敌人以不可承受的打击。但是在 20 世纪 50 年代，第一代实用超音速战斗机正在紧锣密鼓地研制之中，而更先进的战斗机设计也被提上了议事日程。相比之下，曾经显赫一时的 B-47、 等亚音速轰炸机比想象中落伍得更快。朝鲜战争的经验表明，低速笨重的轰炸机如 等在高速灵活的战斗机面前生存力极为低下。这使得当时美国所奉行的大规模核报复战略的效用大打折扣。因此必须开发一种新的，能够有效穿透苏联领空的轰炸机，才能保证 60 年代以后的战略平衡。
XB-70A 首架原型机的首次公开展示
于是美国空军在 1954 年 10 月提出发展具有洲际能力的轰炸机的构想，后来变为发展一种 B-52 的后续机种，要求其需要具有 B-52 同等武器载荷和续航力，1955 年定名为“WS110A 武器系统计划”，由北美航空公司和波音公司进行设计竞争。1957 年 12 月选定北美航空公司作为主承包商，决定采用高效能化学燃料及压缩升力气动布局的火箭式飞机方案。同时与通用电气公司签订了发展 J-93-GE-5 涡轮喷气发动机的合同，计划于 1962 年 1 月开始试飞这种发动机。1959 年“WS110A 武器系统”定名为 XB-70，并取消采用化学燃料的火箭式飞机计划，改成使用 6 台 J93-GE-3 涡轮喷气发动机。同年 3 月国防部核准制作实体模型，于是北美公司在加利福尼亚州羚羊谷的棕榄谷分厂建立制造 XB-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。与同时期的 相类似，当时的空军非常倾向于尝试全新的技术，因此给予承包商极大的设计自由，甚至可以全权决定武器系统的设计。XB-70 最初设计指标是：最大速 度3 倍音速，最大航程 12,230 千米，可携带多种核武器和常规武器，以 3 倍音速的速度飞往目标，并以以同样速度返航。
巨大的 XB-70“女武神”
为了适应 3 倍音速的飞行速度，XB-70 在总体气动布局上有一些独特之处。在很尖的机头两侧装有鸭式前翼。主翼为小展弦比三角翼。机身细长，翼下有发动机进气道和发动机舱。装有双垂尾，起落架为前三点式。XB-70 的鸭式全动前翼的后部为可下垂 20° 的襟翼，主翼后缘的左右两侧各有 6 块升降副翼，用于俯仰和横滚操纵。鸭式前翼则用于纵向配平调整。鸭式前翼偏转时（0°～+6°），在飞机重心和升力重心之前产生一个正升力。这样，在实现纵向配平时几乎不产生配平阻力，从而获得较好的总升阻比。起飞着陆时升降副翼可作为襟翼使用。鸭式布局的缺点是大攻角时的俯仰稳定性差，侧风对垂直尾翼的影响大，前翼的洗流对发动机进气道产生干扰等。XB-70 经过 14,000 小时的风洞试验，最后设计能保证大攻角时的稳定性。
XB-70 气动设计的另一特点，是成功地利用了 1956～57 年间提出的“乘波飞行”理论。飞机的巨大楔形进气道和发动机舱位于机翼之下。在以 M3 的速度巡航时，主激波之后的正值静压力作用于很大的机翼下表面，而上表面却没有相应的压力与之平衡，从而形成附加升力，其值约为总升力的30%。压缩升力并不产生相应的附加阻力，而且由于飞机可以用较小的攻角巡航，从而进一步减小阻力。“乘波飞行”理论的应用，使起飞重量从原来预计的 350 吨降为 240 吨，同时也使得 XB-70 成为全世界升阻比最高的载人飞机。
XB-70 的风挡玻璃可以改变角度，在飞行时升起减小阻力
XB-70 的翼尖部分可以下折以适应不同的飞行状态。低空超音速飞行时下折 25°；高空 3 倍音速巡航时下折 65°。翼尖下折可以增大方向稳定性，使升力中心前移，以减小巡航配平阻力。XB-70 采用了可转动的风挡整流罩。低空飞行时，机头前部很长的一块壁板可以绕其前铰接点折向下方，露出前风挡，形成良好的视界；速度大时，壁板上升，并使风挡与机头保持良好的流线形。XB-70 采用电动控制激波位置的可调节进气道。矩形截面进气道长约 24.5 米，被飞机对称面分为对称的两半，每侧进气道向三台发动机供气。进气道进气楔的前半部分是固定的，稍后是三个铰接点和一个滑轨，使三块可动内侧壁板改变喉道截面。每块壁板由两个液压作动筒操纵。进气道后段上方的机翼上表面设有主分气门和调节分气门，用来控制喉部激波的位置。
XB-70 的透视结构图
机体结构重 68 吨，为总重的 28%。主要结构材料是沉淀硬化不锈钢 PH-15-7Mo，占 69%，钛合金占 9%，还采用了少量镍钴合金 Rene-41 和高强度钢 H-11，铝合金仅占 1%，大量采用了 PH-15-7Mo 钎焊蜂窝壁板作为机身中、后段、机翼整体油箱部分和垂尾的蒙皮。最大壁板面积达 3.05 米×4.56 米。这种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，需要在超净环境中生产，其强度与实心的钢差不多，同时也是良好的热绝缘体，能将高温限制在表面而不致于损伤内部。此外，还采用一些 PH-15-7Mo 的挤压件。XB-70A 的非油箱结构部分，大量采用了钛合金。机身前段全部是用钛合金制造的普通蒙皮长桁结构。鸭式前翼、垂尾和升降副翼也都采用了钛合金结构。发动机舱采用了 Rene-41 镍钴合金。
工程人员正在油箱中检查密封性
悬臂式三角形下单翼，翼极有轻微翘曲。展弦比 1.751，翼根处弦长 35.89 米，翼尖处 0.67 米。第一架全翼展有下反角，并略有扭转。第二架有 5°上反角，前缘后掠角 65°34′。整个机翼面上都是不锈钢蜂窝夹芯结构壁板钎焊在一起。蜂窝结构的前缘直接连接在前梁上。翼梁腹板是正弦波形。后缘有 12 片升降副翼，翼尖处的两片升降副翼在翼尖下折时不使用。升降副翼的结构与机翼的相似，每个由两个液压作动筒驱动。翼尖下折由液压操纵，低空超音速飞行下折 25°，高空 3 倍音速巡航飞行下折 65°，以改善稳定性和机动性。还有三轴增稳系统。