Конструкция горизонтального оперения и хвостовой части фюзеляжа в значительной степени определялось флаттерными характеристиками, поэтому их конструкция во многом определялась компромиссом между размерами оперения и аэроупругостью фюзеляжа с учетом требуемых характеристик управляемости. Была задана жесткость хвостовой части фюзеляжа В-1, в соответствии с которой и было спроектировано ГО. Но вскоре выяснилось, что для обеспечения требуемых характеристик управляемости, особенно при больших скоростных напорах при полетах но малых высотах, от конструкции планера требуется более высокая статическая прочность фюзеляжа. Первоначально ее предполагалось обеспечить с помощью стольной балки в верхней части силового набора фюзеляжа, относительно дешевой, но весьма тяжелой. В ходе развития проекта применили балку из бороэпоксидного композиционного материала, которая была значительно дороже стальной, но значительно ее легче. Композиты составили 0,3% от массы конструкции В-1, и почти все они пришлись на эту пятисекционную композитную балку, простирающуюся от центральной балки крыла до основания киля.

Интегральная конструкция планера обеспечивала высокое аэродинамическое качество и хорошие показатели по весовой отдаче конструкции.

Конструкция фюзеляжа самолета балочно-стрингерной схемы спроектирована с учетом правила площадей. Фюзеляж выполнен в основном из алюминиевых сплавов, в нижней хвостовой части фюзеляжа, в зоне действия реактивных струй двигателей, применено обшивка из титанового сплава. Между балкой центроплана и оперением применены лонжероны из стали, зо центропланом, в середине третьего отсека вооружения – двухстеночный усиленный шпангоут, выполненный из титанового сплава. К нему крепятся двигатели. Титан также использован в отсеке двигателей для противопожарных перегородок. Носовой и хвостовой обтекатели фюзеляжа и оперения выполнялись из полиамидного кварца, в форкиле применены композиционные материалы.

Силовая схема фюзеляжа образуется обшивкой, шпангоутоми и продольными балками. В силовой схеме предусмотрено большое число путей передачи нагрузок. Конструкция отличается большой плотностью силовых элементов – шаг шпангоутов составляет примерно 250 м.м по всей длине фюзеляжа.

Конструктивно- технологически фюзеляж состоит из нескольких основных секций, соединяемых технологически до установки поворотных частей крыла (консолей), хвостового оперения, гондол двигателей и шасси.

Носовая секция включает в себя носовой обтекатель, отсек РЛС, кабину экипажа, нишу уборки передней опоры шасси, отсек оборудования системы жизнеобеспечения и большой закабинный отсек БРЭО. (На первых машинах носовая секция делилась на три отдельных подсборки).

В следующей секции, простирающейся до центроплана, размещались два отсека вооружения, над отсеками проложены магистрали, а пространство между отсеками вооружения и бортами секции представляли собой топливные баки-отсеки. В наплывах крыла этой секции располагались РЛС бокового обзора и отсеки БРЭО.

В следующей за центропланом секции размещались третий отсек вооружения и ниши уборки основных опор шасси. Между отсеком вооружения и бортами секции располагались топливные баки-отсеки.

Отдельным агрегатом выполнялось центральная балка. Следующая секция фюзеляжа представляло собой почти целиком топливный бак, за ней шел отсек БРЭО и хвостовой конус фюзеляжа.

Кабина экипажа герметизированная, первоначально выполнялось как отдельный агрегат, включавший спасательную капсулу но четырех членов экипажа. В ходе развития проекта из-за сложностей с доводкой подобной системы спасения и экономии средств от спасательной капсулы отказались и перешли к кабине с четырьмя катапультируемыми сиденьями экипажа (пилот, второй пилот, оператор оборонительных систем, оператор ударных систем). Это позволило но каждой машине сэкономить

320000 долл. и 2270 кг массы. В кабине предусматривались место еще под двух человек и два спальных места. Имелся туалет.

При работах по спасательной капсуле использовался опыт, полученный при разработке подобной системы для самолета F-111.

Следует отметить, что системы спасения с использованием спасательных капсул при всей их заманчивости в части повышения безопасности спасения экипажа все-таки до настоящего времени не получили распространения в боевой авиации из-за их конструктивной сложности, большой массы и проблем в эксплуатации, хотя по ним и в США, и в СССР в свое время был выполнен большой объем робот применительно к использованию их на тяжелых самолетах- носителях.

Макет самолета В-1А

В СССР подобную спасательную капсулу разработчики туполевского ОКБ предполагали использовать в проекте Ту-135 в первой половине 60-х годов, но все закончилось на уровне НИРовских работ в связи с прекращением робот по проекту самолета.

Режим полета с большими дозвуковыми скоростями на малых высотах оказался в значительной степени расчетным для конструкции В-1, в частности для конструкции хвостового оперения. Однокессонный киль крепится к хвостовой части фюзеляжа. Консоли управляемого стабилизатора, имеющие в основном алюминиевую кессонную конструкцию, устанавливаются но стольную ось и поворачиваются в подшипниковых узлах или синхронно, или дифференциально для управления по тангажу и крену соответственно.

Нижняя секция руля направления и носовые поверхности, установленные на носовой части фюзеляжа, являются рабочими аэродинамическими поверхностями системы демпфирования упругих колебаний планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, носовые демпфирующие поверхности примерно на 40% снизили действующие но экипаж перегрузки при полетах в условиях турбулентности. Получение аналогичного положительного эффекта за счет увеличения жесткости конструкции дало бы прибавку массы самолета до 4,5 т, в то время как система