Разнотяг двигателей самолета что это
Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя.
Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.
Тяга реактивного двигателя самолета
Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости. Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.
Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду. Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду. В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.
Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.
В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.
Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.
Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям. При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
Как устроена силовая установка пассажирского самолета
Всем привет. Недавно я читал ликбез очередному студенту на тему общего устройства оборудования самолёта. Вводный рассказ, хоть и отработанный до автоматизма, отнял пару часов времени и выявил необходимость ещё в двух-трёх вводных. Но лень — двигатель прогресса и я наконец дозрел до оформления всех этих «лекций» в печатном виде. А там, где есть внутренняя методичка, недалеко и до публикации на Хабре: вдруг, кому ещё интересно почитать будет.
Перед началом изложения хочу оговориться, что моя основная специализация — бортовое оборудование, так что из моего описания может вполне получиться «идеальный самолёт для технолога». Тех, кого этот подход не пугает, а также всех тех, кому интересно зачем в кабине экипажа нужны все эти кнопки и ручки — прошу оценить первую публикацию: «Силовая установка».
Про силовую установку
Силовая установка — общее название двигателей летательных аппаратов. Начну с них потому, что без двигателей самолет — не самолет, а в лучшем случае планер. Цена двигателей, к слову, составляет половину стоимости авиалайнера и компетенциями в разработке современных гражданских авиадвигателей обладают гораздо меньше стран, чем тех, кто обладают компетенциями в разработке самолетов.
На авиалайнерах сейчас ставят почти исключительно двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД). Вот принципиальная схема такого двигателя:
Детали устройства можно прочитать во многих источниках, начиная с Википедии. Для нас, электронщиков, важно понимать следующие факты о работе такого двигателя:
Компрессор сжимает забираемый снаружи воздух перед подачей его в камеру сгорания,
В камере сгорания к воздуху подмешивается топливо,
В камере сгорания происходит постоянное горение топливовоздушной смеси, приводящее к тому, что разогретый газ расширяется в сторону турбины,
Турбина крутится под воздействием расширяющихся газов и крутит компрессор и/или вентилятор,
Как правило, в двигателях бывает две связки турбина-компрессор: высокого давления и низкого давления. Они могут крутиться независимо друг от друга,
Основную тягу, как это ни странно, даёт не горячий газ, выходящий из сопла, а вращение вентилятора,
Обороты и тягу двигателя можно регулировать подачей топлива,
В большинстве современных авиационных двигателей работой двигателя управляет специальный компьютер FADEC. Этот прибор анализирует параметры работы двигателя, внешние условия и управляющие сигналы от органов управления двигателем и управляет всеми приводами, влияющими на работу двигателя, например, топливным краном. Часть названия «Full Authority» означает, что:
FADEC отвечает за ВСЕ аспекты работы двигателя,
Только FADEC отвечает за работу двигателя, т. е. нет никакого резервного контура управления, механических тяг управления газом и т. д.
Кроме сигналов от органов управления двигателем FADEC анализирует данные от:
Системы воздушных сигналов (СВС): давление и температуру наружного воздуха, воздушную скорость самолёта — для уточнения параметров работы,
Датчиков обжатия шасси — для дополнительного контроля возможности включения реверса.
Системы кондиционирования воздуха — чтобы вносить поправки в режимы работы двигателя в зависимости от количества воздуха, отбираемого для пассажирского салона и/или для работы пневматической системы для запуска второго двигателя.
Основным параметром, ограничивающим предел мощности двигателя, является температура газов сразу за камерой сгорания. Разработчики двигателя хотели бы её поднять, но фундаментальные свойства известных материалов пока не позволяют этого сделать.
Как запускать двигатель
Чтобы запустить двигатель, надо раскрутить турбину высокого давления, подать топливо и дать первоначальную искру. После того, как турбина раскрутится примерно до 50% оборотов двигатель начнёт раскручивать себя сам.
Первоначальную раскрутку двигателя можно осуществлять электрическим стартер-генератором (для маленьких двигателей) или специально поданным воздухом высокого давления от пневматической системы. К слову, воздух высокого давления в пневматической системе берется от второго (уже запущенного) двигателя, вспомогательной силовой установки (ВСУ) или внешнего источника.
Пример пульта управления, используемого для запуска двигателя:
Для автоматического запуска надо выполнить следующие действия:
Переключатель «ENG START» (1) перевести в положение «IGN/ON»
Тумблер «ENG MASTER» (2) перевести в положение «ON» (вперёд). В этот момент FADEC:
Откроет кран пневматической системы для раскрутки турбины и компрессора высокого давления
Откроет кран топливной системы — чтобы было чему гореть
Даст искру на свечи зажигания
Контролировать процесс запуска. Если что-то пойдёт не так — немедленно перевести тумблер запуска обратно в положение OFF
Когда двигатель успешно выйдет на обороты малого газа — запустить второй двигатель по аналогичной процедуре
Когда оба двигателя запустятся — перевести тумблер ENG START в положение OFF — во время нормальной работы двигателя дополнительные искры на свечах зажигания не нужны
Во время автоматического запуска двигателя кнопки ручного запуска (3) не используются
Иногда нам надо покрутить двигатель, но не заводить его. Например, для проверок или чтобы «помыть» его внутренности керосином после консервации. В этом случае переключатель ENG START надо переводить в положение CRANK (прокрутка). Вся процедура запуска будет та же, но искры на свечах не будет. Нет искры — нет огня.
Управление двигателями осуществляется с помощью рычагов управления двигателями (РУД)
На каждый двигатель — свой рычаг. Тут всё просто: толкаем рычаг от себя — двигатель крутится быстрее, тяга растёт. Тянем рычаг на себя — крутится медленнее. Так как РУД не связан с топливным дросселем напрямую, можно не бояться, что мы сожжем двигатель большим количеством топлива или заглушим недостаточным. FADEC в любом случае не даст ему превысить предельную температуру выхлопных газов или заглохнуть. Кстати, с ограничением температуры выхлопных газов связан тот факт, что в жару и/или на высокогорных аэродромах двигатель может выдать меньшую тягу.
В районе «малого газа» у рычага упор. Чтобы разблокировать перевод рычагов в зону режимов реверса, надо потянуть за специальную скобу. При реверсе двигателя специальные створки разворачивают поток от вентилятора двигателя в обратном направлении помогая самолету остановиться:
Вообще, с помощью реверса самолёт может даже поехать назад, но, так как в этом режиме для двигателей, висящих под крылом, возможна ситуация засасывания в двигатель мусора и даже камней с взлётно-посадочной полосы, для авиалайнеров не рекомендуется включать реверс на малых скоростях.
Для включения реверса FADEC анализирует не только положение РУДов, но и датчики обжатия шасси, так что случайно в воздухе запустить реверс невозможно.
Ещё у двигателей, бывает специальный «аварийный» режим. Включить его можно пересиливанием РУДов в положение, находящееся дальше взлетного режима (на картинке это положение APR — Automatic Power Reserve). Такой режим используется только при отказе одного из двигателей при взлете, когда надо гарантировать набор высоты в ущерб ресурса рабочего двигателя. Правда после приземления работающий в аварийном режиме двигатель придется «перебрать».
Про индикацию и сигнализацию
Данные работы двигателей, как правило, отображаются на неотключаемой части центрального дисплея пилотов и на специальной странице с расширенными данными по двигателю
В постоянно индицируемом окне статуса работы двигателя доступны следующие данные:
а. Текущие обороты вентилятора двигателя (напрямую влияют на тягу)
б. Температура выхлопных газов — параметр работы двигателя, часто ограничивающий максимальную тягу. FADEC ограничивает ток топлива в том числе, чтобы не расплавить конструкцию лопаток турбин. Лётчику тоже важно понимать, почему обороты не растут, хотя он «просит»
в. Заданные обороты вентилятора двигателя (разгон двигателя с малого газа до взлётного режима занимает десятки секунд и текущие обороты не всегда совпадают с заданными)
г. Обороты турбины высокого давления. Помните, что турбин две и они работают независимо? Так вот данные оборотов турбины высокого давления важны при запуске двигателя. В полёте контролировать их не надо
д. Текущий расход топлива
е. Признак включения реверса
ж. Установившийся режим работы двигателя (малый газ, взлётный, набор высоты)
На специальной странице дополнительных параметров работы двигателя может выводиться, например, такая информация как:
Уровень, давление и температура масла,
Уровень вибрации двигателя,
Количество топлива, израсходованного с момента последнего запуска,
Давление воздуха в пневматической системе,
И т.д.
Варианты газотурбинных двигателей
Двигатели, в которых вентилятор вынесен за пределы мотогондолы (корпуса двигателя) называются турбовинтовыми. Они обладают лучшими взлетно-посадочными характеристиками, но быстро теряют эффективность при росте скорости больше 0.5 скорости звука (приблизительно). Поэтому они в основном применяются в самолётах для местных авиалиний и военно-транспортной авиации, где возможность использования коротких и неподготовленных взлетно-посадочных полос важнее, чем крейсерская скорость. В конструкции таких двигателей также часто применяется понижающая трансмиссия, как, например, на рисунке ниже.
Газотурбинные двигатели также используются на вертолётах, только в этом случае они крутят не пропеллер, а винт, сами двигатели в этом случае называются турбовальными. Хорошее видео, иллюстрирующее принципы их работы:
Ещё газотурбинные (турбовальные) двигатели ставят на танки (Т-80, Абрамс).
К преимуществам таких двигателей относят: высокую удельную мощность, хороший запуск даже при низких температурах, возможность тянуть «с низов» — турбина высокого давления отделена от силовой турбины и двигатель не глохнет, когда гусеницы стоят неподвижно.
К недостаткам: высокую стоимость двигателя, сложность технического обслуживания, низкую приёмистость. По каждой из особенностей применения газотурбинных двигателей для танков есть разные полярные мнения, я же не специалист по танкам — не кидайте в меня камни. Я мог ошибиться. 🙂
Нелокализованный разлёт осколков
Одним из «свойств» двигателя, сильно влияющим на конструкцию бортового оборудования, является так называемый «нелокализованный разлёт осколков двигателя». Это событие возникает при взрывном разрушении двигателя, когда лопатки компрессоров и турбин разлетаются во все стороны.
При оценке последствий такого отказа, считается, что осколки обладают «бесконечной» энергией, которой достаточно, чтобы пробить любые преграды, разрубить любые трубы и провода. Для обеспечения безопасного завершения полета в случае такого нелокализованного разлета разработчики архитектуры электронного оборудования для каждого критического провода должны предусмотреть резервный, проложенный в отдельном канале, который не может быть перебит тем же осколком, что и основной провод.
Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редкстро. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.
К посту напрашивается ссылка на канал одного гаражного кулибина с реактивными двигателями
Где то читал, что современный турбовентиляторный авиадвигатель это одно из самых технически сложных устройств на планете. Производителей буквально по пальцам пересчитать можно.
Примечание для впечатлительных: на самом деле разработчики двигателей делают всё возможное, чтобы избежать нелокализованного разлёта, и действительно они случаются очень редкстро. Даже попадание крупной птицы в двигатель не сломает его. Но авиация — отрасль консервативная и мы закладываем в архитектуру противодействие всем потенциально возможным рискам.
В США у пассажирского самолета прямо в воздухе взорвался двигатель. Осколки повредили один из иллюминаторов. В результате стекло не выдержало и полностью вылетело. Женщину, которая сидела в пассажирском кресле возле иллюминатора засосало в образовавшееся отверстие
Запустить реверс в воздухе невозможно? Но ведь случаи самопроизвольного включения в воздухе были, с катастрофическими последствиями.
я один поначалу подумал что в небе тормознуть можно?
А еще ГТД периодически ставят на обычные гражданские автомобили. Например, вот:
А зачем на земле педали-то? Руль есть за сайдстиком.
Момент попадания чайки в двигатель Boeing 747
Зато представляете как быстро приготовилась птица? За пару секунд и всё, готово.
В Перми собрали газогенератор для гигантского авиадвигателя ПД-35
Водород как топливо для авиации. Project Bee. США.1955 год
Предыстория. 1936 год. Эрнст Хейнкель (немецкий авиаконструктор, основатель фирмы Heinkel. 154 разработанных конструкции самолетов, 13 разработанных катапульт, 5 разработанных реактивных самолетов) дает задание Хансу фон Охайну (первый в мире турбореактивный самолет He 178 с двигателем HeS 3 фон Охайна. ) разработать турбореактивный двигатель.
В 1937 году фон Охайн обнаружил, что его экспериментальный турбореактивный двигатель хорошо работает на газообразном водороде.
В 50х годах прошлого века ВВС США заинтересовались использованием водорода в качестве топлива для своих новых и перспективных самолетов.
Поскольку в NACA водородом в качестве топлива активно занимался зам.директора Эйб Сильверстайн, и были проведены все теоретические расчеты и лабораторные исследования, а так же были уже продуманы способы практических испытаний, интересы ВВС США и NACA и взгляды на перспективность водорода как горючего для авиационных двигателей совпадали почти идеально.
NACA в то время считало, что для полета на сверх. высотах (выше 20 км) водород является практически идеальным горючим для самолета. И это нужно было проверить на практике.
Соглашение с NACA было достигнуто в декабре 1955 года, проект был засекречен и получил название Project Bee. Руководителем проекта был назначен зам.директор Эйб Сильверстайн.
Для проекта был выбран двухмоторный бомбардировщик B-57B с турбореактивными двигателями Curtiss Wright J-65.
Основной план состоял в том, чтобы оборудовать самолет водородной топливной системой, независимой от его штатной топливной системы, и модифицировать один двигатель для работы на водороде, а также на обычном топливе, которым был JP-4 (керосин). Самолет должен был взлетать и набирать высоту на штатном топливе.
После достижения горизонтального полета на высоте около 16400 метров топливо одного двигателя должно было быть переключено с JP-4 на водород. (Почти так же было сделано через 30 лет в Ту-155, только в Ту-155 на водород переключали один двигатель из трех, и не штатный а специально разработанный).
Когда эксперимент с водородом будет завершен, поток топлива будет переключен обратно на JP-4, и самолет вернется на базу в нормальных условиях эксплуатации.
Полеты выполнялись летчиками-испытателями лаборатории во главе с Уильямом В. (Эб) Гофом-младшим, четвертым пилотом ВМС, получившим квалификацию вертолетчика, и тридцатым пилотом реактивных самолетов; он присоединился к NACA в качестве летчика-испытателя после войны. К началу мая Гоф проверил B-57 на заводе Glenn L. Martin в Балтиморе, и ВВС переправили B-57 в Кливленд для экспериментов.
ВВС предоставили мобильное оборудование для сжижения водорода и резервуары из программы водородной бомбы. Гленн Хеннингс получил оборудование в хорошем рабочем состоянии и вскоре начал производить жидкий водород для различных лабораторных нужд.
В первой половине 1956 года в рамках другой программы ВВС подписали контракт на строительство в Пейнсвилле, штат Огайо, завода по сжижению водорода производительностью 680 кг в день. Когда этот завод начал производство в конце 1956 года, он обеспечивал все потребности Льюиса в водороде.
Параллельно с разработкой летной системы для подачи и управления водородом в двигатель был проведен ряд экспериментов с одиночными ТРД и полномасштабными двигателями, использующими газообразный водород в качестве топлива. Характеристики двигателя были высокими и нечувствительными к начальной температуре водорода.
В других исследованиях водород в камере сгорания размерами 2/3 длины стандартной, превзошел JP-4 и также работал на высоте 26000, т.е. работал на 6000 метров выше предела для JP-4. Это означало, что на водороде был возможен более короткий двигатель с существенной экономией массы.
В другом исследовании группа под руководством Уильяма А. Флеминга сравнила высотные характеристики двух турбореактивных двигателей, один на водороде, а другой JP-4. Двигатели были одноступенчатыми, осевые, развивали тягу 33-45 килоньютон (7500-10000 фунтов).
Сильверстайн хотел тщательно проверить двигатель и систему управления, используя как JP-4, так и водородное топливо в высотной аэродинамической трубе перед попыткой полета. Это было выполнено Гарольдом Р. Кауфманом и его сотрудниками, в том числе летчиком-испытателем Альгранти.
Водородная система состояла из топливного бака с крылом на конце крыла из нержавеющей стали, теплообменника, в котором проходил воздух для испарения жидкого водорода, и регулятора для управления потоком водорода в двигатель. Турбореактивный двигатель J-65 был модифицирован за счет добавления водородного коллектора и инжекторных трубок. Модификация не меняла штатную топливную систему двигателя на JP-4.
Кауфман сообщил, что для JP-4 максимальная высота стабильного горения составляла около 20000 метров, а затухание пламени произошло на высоте 23000 метров. Наоборот, водород оставался стабильным на пределе возможностей установки на высоте 27000 метров при номинальной скорости и температуре полета. Тяга была на 2–4 процента выше, а удельный расход топлива на 60–70 процентов ниже, чем у топлива JP-4.25
В ходе имитационных летных испытаний было выполнено 38 переходов с топлива JP-4 на водород. Более трех четвертей из них были удовлетворительными. У других были некоторые вариации оборотов двигателя, но они были настолько малы и непродолжительны, что инженеры полагали, что это не окажет отрицательного влияния на летно-технические характеристики самолета. Эти удовлетворительные результаты в барокамере открыли путь для испытаний водородной системы на B-57.
Бак с водородным топливом на левом крыле самолета имел длину 6,2 метра и объем 1,7 куб.
Бак из нержавеющей стали был рассчитан на давление 3,4 атмосферы и изолирован 5-сантиметровым слоем пенопласта, покрытого алюминиевой фольгой и заключенного в покрытие из стекловолокна. На противоположном крыле находился запас гелия, состоящий из 24 сфер из стекловолокна, заряженных до 200 атмосфер.
Гелий использовался для повышения давления в резервуаре с водородом и для продувки. Теплообменник для испарения жидкого водорода, регулятор потока и коллектор для подачи газообразного водорода в двигатель составляли остальную часть водородной системы.
С приближением Рождества 1956 года пилоты Гоф и Альгранти совершили серию проверочных полетов без водорода.
Настало время проверить, будет ли это работать, и будет ли работать вообще.
-А теперь со всем этим хламом мы попробуем взлететь. наверное думали пилоты и конструкторы 🙂
23 декабря 1956 года
Симпкинсон произвел последнюю проверку приборов, и B-57 был заправлен JP-4.
В бак законцовки крыла было загружено 94 килограмма жидкого водорода.
Закончив все приготовления, Гоф начал рулить. Его сопровождал «преследующий» самолет ВВС, оснащенный фотоаппаратом.
Когда B-57 занял позицию для взлета, Альгранти поддерживал давление в баке с жидким водородом. При закрытом вентиляционном клапане испарение небольшого количества водорода вызвало повышение давления в газовой полости над жидким водородом.
Испарение было вызвано утечкой тепла через изоляцию, что неизбежно при практической установке.
Из наземных испытаний Альгранти знал, что давление вырастет с 1 до 3,5 атмосфер примерно за пять минут, и ему пришлось вручную выпустить воздух из резервуара, когда давление начало подниматься выше 3,5 атмосфер.
Во время руления он заметил, что скорость нарастания давления значительно ниже, чем при наземных испытаниях; записи прибора показали, что всплеск и перемешивание водорода во время руления замедлили рост давления в два раза. Во время взлета давление в баллоне резко упало от всплесков в баке. Однако после того, как он поднялся в воздух, всплески прекратились, и давление начало расти примерно с той же скоростью, что и при стационарных испытаниях.
Это явление было вызвано температурными градиентами и стратификацией жидкого водорода и его паров и позже стало предметом детального исследования.
Взлет и набор высоты до крейсерской высоты 15 200 метров заняли почти час, и за это время Альгранти 8 раз вентилировал бак, чтобы давление оставалось в пределах нормы. Это привело к потере около 16 процентов водорода.
По сигналу Альгранти перешел с JP-4 на водород.
Двигатель реагировал превышением скорости и сильной вибрацией.
Пораженные пилоты быстро отключили его, прочистили трубопроводы и слили жидкий водород в бак крыла. На B-57 было сложно летать на одном двигателе, но подготовка Гофа учитывала это обстоятельство. Эксперимент проводился над озером Эри, и погода испортилась. Гоф попросил самолет, идущий за ним, вернутся, но пилот решил сопровождать его обратно в аэропорт Кливленда. Они приземлились бок о бок на взлетно-посадочных полосах под небольшим дождем.
Хотя первый полет был неудачным для работы двигателя на водороде в течение длительного периода, он успешно продемонстрировал, что с водородом можно безопасно обращаться.
Кроме того, были получены данные о явлении термического расслоения водорода в резервуарах.
Второй полет также был успешным лишь частично. Переход с JP-4 на водород прошел успешно, но недостаточный поток водорода помешал удовлетворительной работе двигателя на высоких оборотах. И снова основная часть водорода была сброшена без происшествий. Слив водорода за борт занял менее 3 минут, при этом водород образовал плотный шлейф, который исчезал примерно в 6 метрах от бака.
Конструкторы морщили лбы, инженеры сыпали идеями. Нормально. Машинка учится летать, допиливаем и снова пробуем.
13 февраля 1957 года был совершен первый из трех успешных полетов, и топливная система заработала исправно.
Переход на водород производился в два этапа.
Сначала продували водородные линии, затем двигатель работал на JP-4 и газообразном водороде одновременно. После двух минут работы со смесью Альгранти переключился на только водород. Переход был относительно плавным, заметного изменение частоты вращения двигателя или температуры выхлопной трубы не наблюдалось.
Двигатель проработал около 20 минут на водороде. Пилоты обнаружили, что двигатель хорошо реагирует на изменение положения дроссельной заслонки при использовании водорода. Когда запас почти иссяк, скорость начала падать. Когда это стало очевидным, Альгранти снова переключился на JP-4, и двигатель плавно разогнался до своей рабочей скорости. Двигатель, сжигающий водород, оставлял плотный и устойчивый след конденсации, в то время как другой двигатель, работавший на JP-4, не оставлял следов.
26 апреля Сильверстайн провел специальную конференцию, чтобы сообщить о том, что выявил проект Bee в практике и теории использовании водорода в полете.
175 участников заслушали 7 докладов 19-ти членов команды проекта. Они касались потребления водорода, проблем с заправкой, заправки самолетов, топливной системы самолета и летных экспериментов. Результаты также были представлены в серии отчетов об исследованиях, опубликованных позже.
Первая серия полетов водородного B-57 была выполнена с системой наддувом гелием, чтобы направить жидкий водород из бака на законцовке крыла в двигатели.
Для этого требовался достаточно тяжелый бак.
Позже был разработан водородный насос, который позволил уменьшить вес бака, что более чем компенсировало вес насоса. Арнольд Бирман и Роберт Коль разработали пятицилиндровый поршневой насос, приводимый в действие гидравлическим двигателем, для установки в баке с жидким водородом на законцовке крыла.
Летные эксперименты с насосом продлены до 1959 года. Было совершено три успешных полета. Хотя скорость насоса и давление нагнетания менялись, регулятор водорода поддерживал постоянную скорость двигателя во время работы с водородом. Все переходы с JP-4 на водород, сжигание водорода и переход обратно на JP-4 были выполнены без происшествий.
Возможность использования жидкого водорода в полете была с блеском продемонстрирована.