Основными конкурентами в соревновании проектов оказались Boeing и North American. Последняя, после слияния в 1967 г. с фирмой Rockwell-Standard Corporation, стала именоваться North American Rockwell. Большинство военных симпатизировали "Боингу", создавшему практически всю линейку тяжелых американских бомбардировщиков. Но "Норт Америкен" имела огромный опыт в создании сверхзвуковых самолетов, среди которых и первый серийный сверхзвуковой истребитель F-100 и та же "Валькирия". Кроме этого, специалисты фирмы успешно работали над палубным сверхзвуковым бомбардировщиком A3J Vigilante и стратегической крылатой ракетой Navaho. Такое мощное портфолио в значительной мере повлияло на результат борьбы.

8 декабря 1970 г. фирму North American Rockwell (с середины 1970-х она стала называться Rockwell International) объявили победителем конкурса и подписали с ней контракт на проектирование и постройку пяти опытных экземпляров B-1A. В тот же день определился и создатель силовой установки, им стала фирма General Electric. Воздушные силы заказали пять опытных экземпляров самолета для летных испытаний, два планера для испытаний на прочность и 40 двигателей. В 1971 г. число заказанных самолетов уменьшили. Для испытаний на прочность оставили только один, а для летных испытаний- три. В 1976 г. решили дозаказать четвертый самолет, который должен был полностью соответствовать серийным машинам. Его хотели использовать для войсковых испытаний. Предварительный заказ на серийные бомбардировщики составлял 240 машин, а их поставки намечались на 1979 г.

В ходе создания AMSA конфигурация машины была уже практически определена. Работу провели в колоссальных объемах. Только оценка различных компоновок самолета в аэродинамических трубах заняла 28000 ч. По этому поводу в коридорах штаба ВВС даже ходила шутка, что AMSA расшифровывается как America’s Most Studied Aircraft - наиболее изученный самолет Америки.

После получения контракта фирма сразу же приступила к постройке деревянного макета нового бомбардировщика. На его изготовление ушло девять месяцев и более 3-х млн. USD. Он весил около 20 т и имел несущие стальные элементы. Части обшивки центроплана изготовили из прозрачного пластика, которым закрыли отсеки с оборудованием.

4 ноября 1971 г. на заводе в Лос-Анджелесе макет представили представителям Заказчика. В ходе совместной работы над макетом инженеры фирмы и представители ВВС внесли в конструкцию самолета и компоновку оборудования порядка 182 изменений.

В-1А был низкопланом интегральной компоновки, при которой фюзеляж плавно переходил в крыло. Использование правила площадей позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление и увеличить подъемную силу. Кроме того, такая форма способствовала уменьшению радиолокационной заметности самолета.

В носовой части находилась кабина для четырех членов экипажа, отсеки с оборудованием и стойка шасси. Далее следовала секция с двумя раздельными бомбоотсеками и оборудованием в корневой части наплывов крыла.

Консоли крыла шарнирно крепились к массивному титановому кессону, который являлся центральной секцией фюзеляжа. К ней крепилась следующая секция фюзеляжа с нишами основных стоек шасси и еще одним бомбоотсеком. Приблизительно по середине этой секции, на мощных двойных шпангоутах, крепились двигатели. Далее следовала хвостовая секция фюзеляжа, к которой крепилось однокилевое хвостовое оперение кессонной конструкции. Она заканчивалась хвостовым конусом.

Топливо находилось в восьми баках, которые занимали практически все свободные объемы фюзеляжа и кессона крыла. Механическая проводка управления проходила сквозь фюзеляжные баки. Общий объем баков составлял 85000 л, кроме того, в бомбоотсеки можно было подвесить дополнительные баки по 12500 л. Такиезапасы обеспечивали бомбардировщику межконтинентальную дальность полета.

В каждом бомбоотсеке можно было разместить до 11300 кг полезной нагрузки. Сначала внешняя подвеска вооружения не предусматривалась, так как она ухудшала аэродинамику и снижала дальность полета, однако затем конструкторы предусмотрели возможность установки четырех внешних пилонов общей грузоподъемностью 18200 кг. В качестве основного вооружения рассматривались управляемые ракеты SRAM AGM-69A на вращающихся пусковых установках револьверного типа, по 8 ракет в каждом бомбоотсеке. Пуск всех восьми ракет с одной установки занимал всего 45 с.

Расход топлива, пуск ракет, сброс бомб и изменение стреловидности крыла оказывали существенное влияние на центровку самолета. Поэтому конструкторы предусмотрели специальную систему изменения центровки путем перекачки топлива между баками. Эта система вычисляла вес оставшегося в баках топлива и определяла фактическую центровку. Для этого использовались данные о бомбовой нагрузке, угловом положении самолета, числе М, высоте, стреловидности крыла, положения закрылков, предкрылков и шасси. И если вычисленная центровка не соответствовала необходимой, топливо начинало перекачиваться вперед или назад. При минимальной стреловидности работы у системы было мало, а вот, когда крыло переставлялось на максимальную стреловидность, тут уже она начинала работать в полную мощность.

Проектирование планера самолета велось в соответствии с новыми техническими требованиями, разработанными с учетом механики разрушения. Инженеры нацеливались на применение алюминиевых сплавов с высокой вязкостью, в которых трещины распространялись дольше и легко обнаруживались, еще до того, как они станут причиной разрушения конструкции. Создавалась специальная система диагностики бомбардировщика для поиска трещин.

Испытания на прочность велись на специальном оборудовании всех участвовавших в проекте фирм. Так, испытания шарнирного узла крыла проводились на установках фирм Boeing и LTV, усталостные испытания планера - на базе фирмы Lockheed.

К программе В-1 подключилось NASA. Его сотрудники провели испытания в аэродинамических трубах 22 моделей, затратив более 7100 ч.

Большая скорость полета в значительной мере обусловила первоначальное предложение фирмы "Рокуэлл" выполнить основную конструкцию на 40% из титана, но цена такой машины выходила за рамки приличия даже по американским меркам. После получения фирмой контракта инженеры приняли компромиссное решение: сократить долю титана до 21%, а долю алюминия увеличить до 41,3% веса конструкции. Титан использовался главным образом в конструкции центрального кессона крыла и хвостовой части фюзеляжа. Алюминиевое горизонтальное оперение пришлось перенести с фюзеляжа на киль, для вывода его из зоны действия реактивных струй.

Для скоростных полетов на малых высотах требовалась высокая жесткость конструкции фюзеляжа. Сначала ее хотели обеспечить при помощи большой стальной балки в верхней части фюзеляжа. Но вес бомбардировщика постепенно начинал выходить за рамки заявленного, и вместо тяжелой стали балку изготовили из бороэпоксидного композиционного материала. Получилось дороже, но значительно легче. В итоге на сталь приходилось 6,8%.

В передней части фюзеляжа никакой балки не было, не позволяли ее формы, да и все свободные объемы были заняты кабиной и оборудованием. Тут проблема решалась демпфированием упругих колебаний конструкции с помощью специальной автоматической системы SMCS (Structural Mode Control System). Главной ее частью стали небольшие управляемые носовые поверхности, треугольной формы. Они вместе с нижней секцией руля направления гасили колебания носовой части планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, управляемые носовые поверхности на 40% снижали действующие на конструкцию и экипаж перегрузки при полете на малых высотах. Система демпфирования весила 225 кг, но она экономила около 4500 кг массы, которые бы пришлось вложить в увеличение жесткости конструкции носовой части самолета.

Оборудование бомбардировщика включало: инерциальную навигационную систему с астрокорректором, автоматическую систему следования рельефу местности и доплеровский измеритель скорости и угла сноса. Астрокорректор типа NAS-26 фирмы Northrop хранил в памяти положение 61 звезды. Данные о положении звезд обновлялись каждые три года. Астрокорректор мог работать как днем, так и ночью. Окно для телескопа находилось за отделяемой кабиной, в верхней части фюзеляжа.

Боевые системы состояли из многорежимной РЯС, оптического бомбопри-цела и системы РЭБ. Оптический прицел перед использованием выдвигался из нижней части фюзеляжа. Для защиты блоков РЭО от электромагнитного импульса ядерного взрыва все отсеки оборудования прикрывались специальными экранами, а вокруг створок и стыков отсеков закладывались индуктивные контуры с малым электрическим сопротивлением.

Испытания навигационной системы Litton LN-15 проводились в течение 8,5 месяца на самолете С-141, всего было выполнено 30 полетов.

Система электроснабжения представляла отдельный интерес. Для снижения веса проводки в ней использовался трехфазный ток с линейным напряжением 400 В, что очень необычно. Традиционно применялось меньшее линейное напряжение 200 В. Логика конструкторов базировалась на знании закона Ома: чем больше напряжение, тем меньше потребное сечение провода. Запас системы по мощности потребителей составлял около 40%, что оставляло широкие возможности по модернизации имевшегося и установке нового оборудования.

Еще одной мерой по снижению веса было использование в гидросистеме высокого рабочего давления - 280 кг/см2, обычный показатель для того времени не превышал 210 кг/см2. Благодаря этому конструкторам удалось уменьшить массогабаритные показатели исполнительных механизмов системы управления и увеличить их быстродействие.

В требованиях к самолету указывалось, что единичный отказ в одной из бортовых систем не должен привести к срыву выполнения боевой задачи, второй отказ не должен помешать безопасному возвращению на базу. Другими требованиями предусматривалась высокая надежность систем при базировании на аэродромах рассредоточения, без доступа к запасам запчастей и наземному контрольно-поверочному оборудованию. В-1 должен был находиться в полной боевой готовности на аэродроме рассредоточения в течение не менее 30 дней. В случае ядерной атаки противника по авиабазе на взлет и уход от основного аэродрома ему выделялось не более четырех минут. Для этого на носовой стойке шасси установили выключатель системы запуска двигателей. Таким образом, первый подбежавший к самолету член экипажа запускал двигатели, и, пока все занимали свои места в кабине, они уже работали. Благодаря этому самолет мог взлететь без задержек.

Силовая установка самолета состояла из четырех двухконтурных ТРД фирмы General Electric F101. Они попарно размещались в гондолах под неподвижными корневыми частями крыла. Такая компоновка намного упростила балансировку самолета и "отодвинула" двигатели от бомбоотсеков, открытие которых, сброс бомб или пуск ракет не влияли на работу силовой установки. Форма гондол определялась из условий минимизации аэродинамического сопротивления.

Двигатель F101 был двухвальным с довольно высокой для военного самолета степенью двухконтурности - 2. Для упрощения ремонта его конструкцию сделали модульной.

Проанализировали различные варианты компоновки силовой установки. Наиболее удачной оказалась подвеска двигателей под корневыми частями крыла, и этот вариант приняли как основной.

Система регулирования воздухозаборников базировалась на результатах программы В-70 и использовала смешанное сжатие. В 1972 г. ВВС настояли на переделке этой системы для упрощения и удешевления. В сентябре было заявлено, что на В-1А будут установлены воздухозаборники с внешним сжатием, что обеспечит экономию массы более 600 кг. Общая длина воздушного канала от входной кромки воздухозаборника до двигателя - 6,5 м. Совместимость воздухозаборника с планером проверялась на полномасштабном макете полукрыла и двигателя. Продувки в аэродинамической трубе с сечением 4,8 м проходили в научно-исследовательском центре им. Арнольда.

Конструкторы принимали меры по снижению радиолокационной заметности бомбардировщика. Так, на всех элементах остекления кабины наносилась тонкая металлическая пленка, отражавшая радиоизлучение, чтобы элементы интерьера кабины не работали как уголковые отражатели. На внутренние поверхности воздушных каналов, перегородку за радиолокатором и нижние поверхности корневых частей крыла наносилось радиопоглощающее покрытие. Если РЛС не использовалась, то ее антенна наклонялась вниз. По предварительным оценкам, интегральная компоновка в купе с этими мерами уменьшала эффективную отражающую поверхность (ЭПР) в 2-3 десятка раз, по сравнению с В-52.

Экипаж В-1А состоял из четырех человек - двух пилотов и двух операторов бортовых систем (наступательных и оборонительных). При разработке В-1А много внимания уделялось проблеме спасения экипажа, ведь самостоятельное покидание самолета на сверхзвуковых скоростях невозможно. Конструкторы рассматривали два варианта. Первый - использование обычных катапультируемых кресел, и второй - герметическая спасательная капсула. ВВС считали капсулу лучшим вариантом, указывая на то, что работа экипажа без высотного снаряжения будет более эффективной. А в случае аварии приземлившаяся капсула могла использоваться экипажем как укрытие или плавучее средство. Вариант с капсулой приняли в качестве основного. С технической точки зрения капсула намного сложнее. Она должна была иметь систему стабилизации и управления, источники электропитания и жизнеобеспечения.

Капсула отстреливалась от самолета при помощи двух ракетных двигателей, один из которых закреплялся в карданном подвесе и служил для регулирования скорости и высоты полета капсулы. Для стабилизации ее до выпуска парашютов в нижней части устанавливался спойлер, а по бокам хвостовой части - раскрывающиеся стабилизаторы. Во время обычного полета стабилизаторы прижимались, как "уши слона", к фюзеляжу бомбардировщика, немного выступая над обшивкой.

На серийных машинах капсулу решили не применять, а установить в кабину обычные катапультируемые кресла. Четвертый опытный образец строился уже с креслами. При этом экономилось 2270 кг массы и около 320000 USD на каждом серийном самолете.

В ходе постройки первого летного экземпляра В-1 А фирму проинспектировала комиссия секретаря ВВС США Джона Маклукаса (John McLucas), которая установила, что некоторые характеристики бомбардировщика ухудшились, по сравнению с заявленными. Особенно выделялась максимальная взлетная масса, которая достигла предела - 180000 кг, установленного требованиями ВВС. При этом нагрузка на крыло увеличилась до 975 кг/ м2. Уменьшились потолок и дальность полета. Правда, имелся и положительный эффект - реакция потяжелевшего самолета на порывы ветра на малых высотах стала более спокойной.

Взлетно-посадочные характеристики самолета изменились мало. Этому способствовала изменяемая стреловидность крыла в диапазоне от 15° до 67,5°, предкрылки по всему размаху (только на взлете) и однощелевые закрылки. Ранее планировалась установка двухщелевых закрылков, но для экономии веса от них отказались. Самолеты по-прежнему могли действовать не только с центральных авиабаз, но и с небольших аэродромов рассредоточения, а таких всего около 300.

Прочность потяжелевшего планера обеспечивала ему назначенный ресурс 13500 ч, что было на 1000 ч больше чем у В-52, и соответствовало 25 годам эксплуатации. Кроме того, в конструкцию закладывался необходимый запас прочности для выживания в условиях воздействия поражающих факторов ядерного взрыва.

Начавшаяся в 1969 г. серия переговоров между США и СССР об ограничении стратегических вооружений могла негативно отразиться на программе В-1. После подписания договора ОСВ-1 в 1972 г. Конгресс начал тормозить выделение необходимых средств на В-1 А, ожидая ратификации договора и следующего раунда встреч. Общий военный бюджет США сокращался с 80 до 70 млрд. USD. На программу В-1 вместо запрошенных 370 млн. USD давали только 20.

Ухудшению финансирования способствовали всякого рода "диванные эксперты", которые стали указывать, что В-1 не сможет выполнять свои задачи без нового самолета-заправщика, т.к. КС-135 уже устарел и в программу В-1 нужно включить расходы еще и на новый воздушный танкер. Но министру обороны Мелвину Лэйрду (Melvin Laird) удалось убедить политиков поддержать В-1. Он считал, что он будет оказывать на СССР существенное воздействие, сопоставимое с системой противоракетной обороны Safeguard, и это будет способствовать сговорчивости советской стороны.

Что же касается самолета-заправщика, то он опроверг все слухи. На худой конец, если КС-135 действительно перестанут справляться со своими задачами, ВВС могли модифицировать часть тяжелых транспортных самолетов С-5, что не потребовало бы больших капиталовложений. Благодаря усилиям Лэйрда число заказанных при Макнамаре самолетов FB-111 было сокращено до 76 машин, а освободившиеся средства направили на В-1А.

26 октября 1974 г. на заводе фирмы "Рокуэлл" в Палмдейле состоялась торжественная церемония выкатки первого экземпляра В-1А (No. 74-0158).* В пресс-релизе говорилось, что это событие стало результатом напряженной творческой работы 58000 человек из 3000 компаний. После успешных наземных испытаний 23 декабря В-1А поднялся в воздух. Командиром самолета был главный летчик-испытатель фирмы "Рокуэлл" Чарльз Бок (Charles Bock), вторым пилотом - начальник объединенной группы испытаний фирмы и ВВС Эмиль Стурмзел (Emil Sturmthal), место бортинженера занимал руководитель планирования летных испытаний фирмы Ричард Абрамс (Richard Abrams). На месте четвертого члена экипажа разместили контрольно-записыва-ющую аппаратуру.

Крыло бомбардировщика установили в положение минимальной стреловидности (15°), шасси, предкрылки и закрылки оставались в выпущенном положении. Максимальная высота полета составляла 3050 м, а максимальная скорость - 352 км/ч. Взлетная масса самолета была равна 127 т. Бомбардировщик оторвался от земли через 27 с после старта. Отрыв носового колеса произошел на скорости 268 км/ч, отрыв самолета - на 296 км/ч. Через 90 мин В-1А совершил посадку на базе ВВС Эдвардс.

Системы самолета и его силовая установка из четырех ТРД Дженерал Электрик YF101-GE-F100 работали нормально. По первоначальному плану в первом полете предусматривалась уборка шасси и закрылков, изменение угла стреловидности до 20° и достижение скорости 463 км/ч. Однако руководство решило не рисковать. Серьезных происшествий никто и не ожидал, но вот мелкие неисправности могли серьезно навредить репутации всей программы.

Второй полет состоялся 23 января 1975 г. На этот раз экипаж опробовал работу системы изменения угла стреловидности от 15° до 25°. В полете проводилась оценка характеристик управляемости на начальном участке набора высоты и при заходе на посадку как при взлетной конфигурации самолета, так и с убранными шасси, закрылками и предкрылками. На скорости 463 км/ч во время снижения были выпущены интерцепторы, которые действовали как воздушные тормоза. Полет занял 3 ч 21 мин.

Третий полет В-1А произошел 11 февраля. В нем хотели провести дозаправку топливом в воздухе для оценки управляемости при малых скоростях позади самолета-заправщика. Но через час полета на приборной доске загорелось сигнальное табло о повышении температуры в отсеке электронного оборудования. Полет прервали. На земле выяснилось, что в системе охлаждения образовалась незначительная утечка.

В четвертом полете 19 февраля самолет достиг высоты 6100 м и скорости 845 км/ч. Были выполнены маневры, имитировавшие дозаправку топливом, и осуществлено первое выключение и повторное включение двух двигателей. Хотя первоначальными планами в четвертом полете предусматривалось достижение сверхзвуковой скорости 1,25М и проведение реальной заправки топливом в полете. Угол стреловидности крыла изменялся от 15° до 25°.

Испытания начинали набирать обороты. Полное изменение стреловидности провели в пятом полете, в марте 1975 г. В следующем выполнили три стыковки с самолетом-заправщиком в воздухе. В седьмом полете В-1 А вышел на сверхзвук и находился на этом режиме 43 мин.

Вся программа летных испытаний В-1 разделялась на несколько фаз. Первая была рассчитана на два года и заканчивалась принятием решения о серийном производстве. Она состояла из четырех этапов продолжительностью по шесть месяцев. В каждом этапе проводилось около 20 полетов.

Особое внимание уделялось месту испытаний. Так, первые полеты на малых высотах с ручным управлением хотели провести над поверхностью Тихого океана, в 40 км от берега. Испытательная трасса начиналась на полигоне центра по испытаниям космических аппаратов и баллистических ракет базы ВВС Ванден-берг и заканчивалась у Сан-Франциско. Этот район был единственной зоной в США, оснащенной надежными радиолокаторами управления и современными телеметрическими системами.

Интересно, что на этой трассе летом 1987 г. серийный В-1 В (N9 96-0098) установит 15 мировых рекордов. Первый - 4 июля на замкнутом маршруте в 2000 км с полезной нагрузкой 30000 кг покажет среднюю скорость 1077,5 км/ч. Еще 9 мировых рекордов скорости на замкнутом маршруте 5000 км В-1 В поставит на базе Эдвардс осенью 1987 г.

Но вернемся к испытаниям. После полетов над океаном испытатели В-1А перешли к проверке системы следования рельефу местности на полигоне базы Эдвардс. Там прошли полеты на высоте 150 м со скоростью 0,85М, сначала на ручном управлении, а затем и на автоматическом. Автоматическая система огибания рельефа местности имела три режима работы, в зависимости от перегрузки: нормальный, средний и жесткий. Высота полета выбиралась из диапазона от 700 до 50 м.

К программе постепенно подключались новые опытные образцы. Второй самолет (No. 74-0159) сначала использовался для статических наземных испытаний. Нагрузки до 100% эксплуатационных моделировались на стенде фирмы "Л окхид". Начиная с 14 июня 1976 г., этот самолет подключили к программе летных испытаний и использовали для измерения нагрузок на конструкцию в полете.

Третий опытный самолет (No. 74-0160) с полным комплектом радиоэлектронного оборудования и четырьмя членами экипажа совершил первый полет 26 марта 1976 г. Вместе с ним в программу вошли операторы по испытанию систем оружия от стратегического авиационного командования.

Как показали последующие полеты, в большинстве случаев расхождение между расчетными характеристиками В-1А и результатами летных испытаний не превышало 5%. Например, полученное расчетным путем оптимальное крейсерское число М = 0,72 на высоте 7620 м полностью подтвердилось в ходе испытаний. В апреле первый В-1А на высоте 15240 м впервые разогнался до 2,1 М.

По заявлению летчика-испытателя фирмы "Рокуэлл" Томми Бенефилда (Tommie D. Benefield), если обычно во время летных испытаний сначала производят оценку летных характеристик самолета, а уже затем - боевых возможностей, то в случае с В-1 все делалось параллельно. Несмотря на всю сложность такого подхода, программа продвигалась успешно, и ее первый этап завершился 30 сентября 1976 г., в самый разгар очередной предвыборной кампании. За президентское кресло боролись республиканец Джеральд Форд и демократ Джимми Картер. Форд был сторонником В-1, а Картер, напротив, В-52. Победил Картер.

В ноябре 1976 г. ВВС выдали контракт на постройку первых трех предсерийных самолетов и первой серии из восьми машин. На тот момент стоимость одного серийного самолета превысила 70 млн. USD, и с учетом еще остававшихся проблем с бортовым оборудованием эта сумма была еще не окончательная. Всего на новый бомбардировщик уже потратили чуть более 2,2 млрд. USD, а на 1976 г. запросили еще 700 млн. Картер не поддержал выделение столь значительной суммы, а перенаправил денежные потоки на другие цели. Часть из них была общеизвестна, а часть - засекречена.

Администрация Картера не скрывала, что сосредоточилась на модернизации В-52 с крылатыми ракетами AGM-86, которые могли проникать в глубь территории противника на сверхмалых высотах. При этом данная программа стоила лишь пятую часть от цены В-1А. А вот выделение денег на "невидимый" истребитель-бомбардировщик F-117 было засекречено.

30 июня 1977 г. серийное производство В-1А отменили, но летные испытания все же решили довести до конца. Для этого разработали новую программу ВРЕ (Bomber Penetration Evaluation - оценка бомбардировщика проникновения). Кроме того, решили достроить четвертый опытный самолет (N9 76-0174). Он поднялся в воздух 14 февраля 1979 г. Продолжились работы по доводке системы РЭБ, вооружения, силовой установки, снижению радиолокационной заметности. Позже на четвертый и третий экземпляры В-1А установили дополнительные элементы системы РЭБ, которые расположили в надстроенном гаргроте.

28 июля 1977 г. третий экземпляр В-1А, находясь на высоте 1800 м, совершил первый испытательный пуск ракеты SRAM. С другим вооружением у В-1 возникли серьезные проблемы. Первый вариант крылатой ракеты AGM-86A, создаваемой по программе ALCM (Air Launched Cruise Missile), имел длину фюзеляжа 4,5 м и легко помещался в бомбоотсек, но дальность полета ракеты (1200 км) не устраивала военных. Новый же вариант AGM-86B с дальностью 2400 км оказался на 1,82 м длиннее. Такие ракеты можно было подвесить только на внешние пилоны, самолету требовалась переделка бомбоотсеков. Будущее В-1 вновь оказалось под вопросом.

Фирма "Рокуэлл" начала прорабатывать разные варианты решения этой проблемы, с одновременным удешевлением самолета. Были разработаны программы: NTP (Near-Term Penetrator - самолет проникновения ближайшего будущего), SWL (Strategic Weapons Launch - стратегическая пусковая платформа), СМСА (Cruise Missile Carrier Aircraft - самолет-носитель крылатых ракет), MRB (Multi-Role Bomber - многоцелевой бомбардировщик). Некоторые из них имели модульную конструкцию с разными отсеками вооружения, а некоторые - фиксированное крыло.

30 апреля 1981 г. летные испытания В-1А официально завершились. К тому времени опытные машины совершили 347 полетов продолжительностью 1895,2 ч.

Первый самолет в 138 полетах налетал 829 ч, он закончил свою программу 16 апреля. В дальнейшем использовался на авиабазе Лори для обучения. Там же остался и третий самолет, который списали и превратили в наземный тренажер с обозначением GB-1 А. Второй самолет с налетом 282,5 ч (60 полетов) законсервировали на авиабазе Эдвардс. Четвертый совершил 70 полетов с общим налетом 378 ч. 6 августа 1980 г. он прославился тем, что выполнил самый продолжительный полет для В-1А - 11 ч.