大器晚成的“骨头”（二 B-1B）——罗克韦尔B-1“枪骑兵”轰炸机

B-1A 76-0174 在 B-1B 项目测试中涂上了 B-1B 的标准迷彩

　　1982 年 1 月 20 日罗克韦尔收到了全尺寸研制（FSD）合同，合同中没有 B-1B 原型机，B-1A 74-0159 和 76-0174 经过改装用以支援 B-1B 研制工作。随后美国空军又签订了首批 B-1B 的生产合同、以及航电的研发合同。这也是降低成本的一个举措，避免该机被媒体过分关注从而引发争议。B-1B 与 B-1A 通用率 85%，攻击航电与 B-52H 的通用率 90%。

B-1B 的机翼和控制翼面

　　与 B-1A 相同，B-1B 结构的核心是机翼承力组件，几乎全部使用 6AI-4V 钛合金制造。固定内翼段与机身中段平滑过渡，翼套大型整流罩使用玻璃纤维制造。固定内翼段并没有采用明显的翼型剖面，其高度后掠的前缘很钝以容纳电子对抗系统的各种天线。翼套产生升力占总升力的很大比重，在机翼以最大后掠角飞行时更加突出。

2008 年 在卡塔尔军事基地因降落时刹车故障而被烧毁的 B-1B，可以看到大型机翼承力组件及机翼动作器

B-1B 固定内翼段前缘的天线下方，安装有高度机密的 AN/ALQ-161A 无线电频率监听/电子战系统

　　B-1A 机翼前掠时与翼套之间的空隙可被复杂的口盖系统密封，机后掠时口盖抬起以容纳机翼。B-1B 简化了该系统，翼套两侧外缘下片固定，铰链式上片可上下调整高度，两者之间有柔性密封口盖，机翼后掠时翼根容纳入盖板之间。

B-1A 机翼变化时口盖的动作

B-1B 机翼变化时翼套无需动作

出于维护需要，B-1B 的翼套上片在地面可调整位置

　　可变后掠角的外翼段变化范围为 15 度—67 度，机翼为双翼梁结构，使用传统铝合金制造，机翼结构内部密封作为油箱。机翼后缘根部被切掉以避免最大后掠时与翼套之间的干涉，而在图-160 上，这部分在机翼最大后掠时向上翻折 90 度作为垂直安定面使用。每侧机翼后缘都有 6 组独立的富勒襟翼，从翼根被切出一直排列到距翼尖 3.96 米。尽管每个襟翼都有单独的液压机构，但相互之间都有机械连接以一同动作。机翼前缘有全展长缝翼，分为 7 段。机翼上表面就在外侧 4 片襟翼前方有一组 4 片扰流板，每片扰流板的长度都与后面的襟翼相同，弦长也近似。扰流板配合差动平尾一起控制飞机的滚转，每侧机翼最内侧的两片扰流板间通过机械连接，可作为减速板使用，外侧两片扰流板在飞行中可由线传飞控系统自动控制。在降落滑跑时所有扰流板可抬起以降低机翼升力。

B-1B 后缘复杂的6 组富勒襟翼与 4 组扰流板系统

B-1B 机翼的根部被斜切

图-160 的翼根没有斜切，在最大后掠时向上翻折 90 度作为垂直安定面使用

　　B-1B 的尾翼与 B-1A 基本一致，十字形布局，全动平尾。平尾可差动控制滚转，垂尾后缘的方向舵分为三段，上段和中段在平尾整流结构上方，下段在下方。上段和中段控制飞机的偏航，下段由飞控系统自动控制用于防止飞机在湍流中的偏航。

B-1B 的平尾整流结构后锥变钝

　　在 B-1B 风挡前方的机鼻两侧各有一片导向翼面，这两片翼面是结构模态控制系统的一部分，用于抵消在低空飞行时湍流引起的振荡。重心附近的一些列列加速度计和机鼻附近的横向和纵向加速度计向飞控系统提供数据，操纵导向翼面和方向舵实时偏转来抵消湍流的影响。

B-1B 机头两侧的导向翼面，最大下偏角度 30 度

B-1B 的发动机

　　B-1B 安装 4 台带加力的 GE F101-GE-102 涡扇发动机，每台最大推力 7,711 千克，加力推力 13,961 千克。F101 的旁通比约为 2，安装在 B-1B 翼根下方的双联发动机短舱中，尾喷口有 12 片被称为“火鸡羽毛”的整流片，但在实际使用中“火鸡羽毛”被拆除以减重并降低维护复杂性。