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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Betanken
eines sich am Boden befindlichen Flugzeugs.
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Es
ist bekannt, dass die Befüllung
der Tanks eines Großraumflugzeugs
am Boden automatisch durch einen Rechner gesteuert wird, der in
Abhängigkeit
von der Brennstoffmenge, die notwendig ist, damit das Flugzeug seine
Mission erfüllen
kann, die unterschiedlichen Brennstoffgewichte berechnet, die in den
verschiedenen Tanks geladen werden müssen, damit zu jedem Zeitpunkt
der Befüllung
der Schwerpunkt des Flugzeugs in einem zulässigen Bereich von Positionen
entlang der Längsachse
des Flugzeugs gehalten wird.
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Auf
diese Weise wird kontinuierlich eine gute Zentrierung des Flugzeugs
erhalten, was diesem eine hinreichende Stabilität verleiht und ihm ermöglicht,
nach der Betankung leicht steuerbar zu sein.
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Es
ist darüber
hinaus bekannt, dass ein modernes Zivilflugzeug wenigstens einen
Brennstofftank aufweist, der in dem Schwanz angeordnet ist, und
dass im Falle eines Großraumflugzeugs
die Kapazität
dieses Tanks am Schwanz groß ist.
Zudem ist der diesem Tank am Schwanz vom Zentrum des Flugzeugs trennende
Abstand groß ist,
wenn dieses Flugzeug ein Großraumflugzeug
ist. Dieser Abstand bildet dann den Hebelarm, mit welchem das in
dem Tank am Schwanz enthaltene Brennstoffgewicht ein Moment auf
das Flugzeug ausübt.
Dieses Moment kann somit sehr groß sein und eine destabilisierende Kraftwirkung
auf das Flugzeug ausüben.
Die Befüllung
des Tanks am Schwanz mit Brennstoff ist somit für die Stabilität des Flugzeugs
kritisch.
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Die
vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diesen Nachteil zu beseitigen.
Sie betrifft ein Verfahren zum Betanken eines Flugzeugs am Boden,
welches die Stabilität
und die Zentrierung des Flugzeugs, ohne der Gefahr der Destabilisierung
bei der Befüllung
des Tanks am Schwanz, sicherstellt und auch ermöglicht, dem Flugzeug eine optimale
Steuerbarkeit während
der Phase des Abhebens und des Flugbeginns zu verleihen.
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Zu
diesem Zweck ist gemäß der Erfindung das
Verfahren zum Betanken eines Flugzeugs am Boden, wobei das Flugzeug
Brennstofftanks aufweist, die in den Flügeln und im Rumpf verteilt
sind, und wenigstens ein Brennstofftank, der in dem Schwanz angeordnet
ist, wobei das Verfahren ermöglicht,
zu jedem Zeitpunkt der Betankung den Schwerpunkt des Flugzeugs in
einem zulässigen
Bereich von Positionen entlang der Längsachse des Flugzeugs zu halten
und berücksichtigt:
- • das
Zuladegewicht MC, außer
Brennstoff, das vom Flugzeug mitgenommen wird;
- • die
Position XC im Inneren des zulässigen
Bereichs des Schwerpunkts des am Boden befindlichen Flugzeugs, wenn
nur das Zuladegewicht MC beladen und im Flugzeug verteilt wird;
und
- • das
Gewicht des Brennstoffs PFQ, das für die Erfüllung der Mission notwendig
ist, die das Flugzeug mit dem Zuladegewicht MC erfüllen muss,
dadurch
gekennzeichnet, dass: - – im Inneren des zulässigen Bereichs
eine für
den Schwerpunkt einzunehmende optimale Position CGt bestimmt wird,
wenn die Zuladung MC und das für
die Mission notwendige Brennstoffgewicht PFQ an Bord des Flugzeugs
geladen werden;
- – Die
Beziehung (R) bestimmt wird, welche die Veränderung der Position des Schwerpunkt
des Flugzeugs mit der Veränderung
des Brennstoffgewichts im Inneren des Tanks im Schwanz verknüpft;
- – In
die Tanks Brennstoff mit einem Gewicht gefüllt wird, dessen Summe ein
provisorisches Betankungsgewicht MP bildet, das kleiner als das
für die
Mission notwendige Brennstoffgewicht PFQ ist und das, nachdem es
dem Zuladegewicht MC hinzu gefügt
worden ist, den Schwerpunkt des Flugzeugs aus seiner entsprechenden
Position XC in eine provisorische Position XP wandern lässt, genauso,
dass die Zufuhr eines Brennstoffgewichts in dem Tank am Schwanz,
das gleich der Differenz Δ zwischen
dem für
die Mission notwendigen Brennstoffgewichts PFQ und dem provisorischen
Betankungsgewicht MP ist, den Schwerpunkt des Flugzeugs gemäß der Beziehung
(R) aus der provisorischen Position XP in die optimale Position
CGt wandern lässt;
und
- – In
den Tank am Schwanz ein Brennstoffgewicht gleich der Differenz Δ verteilt
wird.
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Auf
diese Weise wird gemäß der Erfindung unter
der vorteilhaften Verwendung des Hebelarms, den der Tank am Schwanz
anbietet, die Position des Schwerpunkts auf eine optimale Position
eingestellt, welche die beste Stabilität des Flugzeugs am Boden, beim
Abheben und beim Flugbeginn gewährleistet. Im Übrigen kann,
da sich die Tanks eines Flugzeugs durch regelbare Verbindungen untereinander
kommunizieren können,
diese optimale Position beim Reiseflug beibehalten werden, indem
Brennstoff zwischen den Tanks umgefüllt wird. Die Steuerbarkeit des
Flugzeugs ist somit optimal am Boden, während des Abhebens und im Flug.
Ferner sind der Kondensstreifen und der Verbrauch minimal. Im Übrigen sind die
durch die aerodynamischen Lasten, die von bestimmten Bereichen des
Flugzeugs im Flug aufgenommen werden, beispielsweise von den Flügeln, ausgeübten Momente
verringert, derart, dass es möglich
ist, diese Bereiche leichter zu machen und somit das Gesamtgewicht
des Flugzeugs zu vermindern.
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Das
provisorische Betankungsgewicht MP kann nur aus den in die Tanks
der Flügel
und des Rumpfes gefüllten
Brennstoffgewichte resultieren. Dennoch kann es auch ein Brennstoffgewicht
umfasst, das in den Tank am Schwanz gefüllt wurde, und zwar vor der
Einfüllung
des Brennstoffgewichts gleich der Differenz Δ in diesen. Im Übrigen können wenigstens
einige der Brennstoffgewichte nicht auf einmal, sondern mittels
aufeinander folgender Teilmengen eingefüllt werden, insbesondere um
die Variation der Position des Schwerpunkt in dem zulässigen Bereich besser
zu beherrschen.
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Um
die Betankung vor dem genauen und endgültigen Kennen des Zuladegewichts
und der entsprechenden Position des Schwerpunkts beginnen zu können, kann
das Verfahren mit Werten MC und XC durchgeführt werden, die in Wirklichkeit
Ersatzwerte für
das reelle und endgültige
Zuladegewicht MC* und die reelle und endgültige Position XC* der Schwerpunkts
sind. In diesem Fall wird nach Betankung der Tanks mit der Brennstoffmasse
PFQ, die für
die Erfüllung
der Mission notwendig ist, und nach Erhalt der optimalen Position
CGt für
den Schwerpunkt, ausgehend von den Ersatzwerten MC und XC, das Brennstoffgewicht
PFQ zwischen den Tanks umverteilt wird, und zwar mit einer teilweisen
Umverteilung vom Tank am Schwanz in die anderen Tanks, um die reellen
Werte MC* und XC* zu berücksichtigen
und gleichzeitig den Schwerpunkt der optimalen Position CGt beizubehalten.
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Im Übrigen kann
es passieren, dass zum Beispiel infolge einer Modifikation des Flugplans
oder meteorologischen Bedingungen entlang der Missionsstrecke in
letzter Minute, dass nach dem Betanken der Tanks mit dem für das Erfüllen der
Mission notwendigen Brennstoffgewicht PFQ und nach Erreichen der
optimalen Position CGt für
den Schwerpunkt, das Brennstoffgewicht PFQ um ein zusätzliches
Gewicht dPFQ erhöht
werden muss. In diesem Fall verteilt man das zusätzliche Gewicht dPFQ in den
Tanks unter Beibehaltung des Schwerpunkts auf der optimalen Position
CGt. Eine solche Umverteilung des zusätzlichen Brennstoffgewichts
dPFQ kann je nach Fall entweder nur in den Tanks der Flügel und des
Rumpfes oder in diesen und im Tank am Schwanz erfolgen.
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Die
Figuren der angefügten
Zeichnung werden verständlich
machen, wie die Erfindung ausgeführt
werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche
Elemente.
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1 ist
eine Vorderansicht eines am Boden stehenden Großraumflugzeugs.
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2 ist
eine Draufsicht des Großraumflugzeugs
aus 1, in welcher die Kontur des Flugzeugs punktiert
dargestellt ist, während
die Tanks desselben in den durchgezogenen Linien dargestellt sind.
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3 ist
eine vergrößerte Teilansicht
des Flugzeugs aus den 1 und 2, welche
den zulässigen
Bereich von Positionen für
den Schwerpunkt des Flugzeugs darstellt.
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4 ist
ein Diagramm, welches das Verfahren zur Betankung des Flugzeugs
der 1 bis 3 gemäß der vorliegenden Erfindung
darstellt.
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Die 5 und 6 zeigen
die Wirkung, die in dem Diagramm aus 4 durch
die Einfüllung
von Brennstoffgewichten in die Tanks des Flugzeugs erzeugt wird.
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Die 7 und 8 zeigen
auf dem Diagramm der 4 zwei Varianten der Betankung
der Brennstofftanks.
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Ein
Großraumflugzeug 1,
schematisch in den 1 bis 3 dargestellt,
umfasst einen Rumpf 2 mit einer Längsachse L-L und zwei in Bezug zum
Rumpf symmetrischen Flügeln 3 und 4.
Jeder Flügel 3 oder 4 umfasst
ein inneres Triebwerk 5 oder 6 und ein äußeres Triebwerk 7 oder 8.
Der Rumpf 2 umfasst ferner ein hinteres Leitwerk mit zwei
Ebenen 9 und 10, die in Bezug zum Rumpf 2 symmetrisch sind.
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Wie
in 2 gezeigt ist, umfasst das Flugzeug 1 eine
Mehrzahl von Brennstofftanks, näm
- – einen
zentralen Tank 11, der in dem Rumpf 2 im vorderen
Bereich zwischen den beiden Flügeln 3 und 4 vorgesehen
ist;
- – zwei
Tanks 12 und 13 zur Versorgung der inneren Triebwerke 5 und 6;
- – zwei
Innentanks 14 und 15;
- – zwei
Mitteltanks 16 und 17;
- – zwei
Außentanks 18 und 19;
und
- – zwei
Belüftungstanks 20 und 21,
wobei die Tanks 12, 13; 14, 15; 16, 17; 18, 19 und 20, 21 jeweils
in den Flügeln 3 und 4,
jeweils zwei symmetrisch zueinander, angeordnet sind, sowie:
- – einen
Tank 22 am Schwanz, der symmetrisch in den Ebenen 9 und 10 und
in dem Schwanzbereich des Rumpfes 2 angeordnet ist; und
- – zwei
symmetrische Belüftungstanks 23 und 24 in
Kommunikation mit dem Tank 22 am Schwanz.
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In
bekannter Weise definiert der Konstrukteur des Flugzeugs 1 einen
zulässigen
Bereich 25 für die
Position des Schwerpunkt des Flugzeugs entlang der Längsachse
(siehe 3). In dem dargestellten Ausführungsbeispiel entspricht der
zulässige
Bereich 25 an der Spannweite 26 der Flügel 3 und 4 auf
der Höhe
der inneren Triebwerke 5 und 6, projiziert auf die
Längsachse
L-L und wird Bezugsweite genannt. Wie zu sehen ist, befindet sich
im Leerzustand (ohne Brennstoff, ohne Passagiere, ohne Fracht, ...)
der Schwerpunkt des Flugzeugs an der Position Xo.
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Wie
in 4 gezeigt ist, entspricht der zulässige Bereich 25 einer
Hüllkurve 27 für die Betankung, die
vom Konstrukteur des Flugzeugs geliefert wird und in eine Markierung
eingezeichnet ist, auf deren Achse der Abszissen die Momente C aufgetragen sind,
die durch die Belastungen um die Position Xo herum (für welche
das leere Flugzeug die Masse Mo aufweist), und auf deren Ordinatenachse
die Massen M aufgetragen sind. Durch Übereinanderlegung auf diese
Hüllkurve 27 sind
Geraden 28 aufgetragen, von denen jede einer Position Xi
des Schwerpunkt in dem zulässigen
Bereich 25 entspricht. In bekannter Weise wird jede Position
Xi durch einen Prozentsatz der Bezugweite definiert. In 4 repräsentieren
die Geraden 28 von links nach rechts die mit größer werdenden
Bruchteilen der Bezugsweite 26 korrespondierende Positionen
Xi. Diese Geraden 28 divergieren mit der Erhöhung der
Gewichte, und zwar infolgedessen, dass je größer das Gesamtgewicht des Flugzeugs
ist, desto weniger eine Erhöhung
eines bestimmten Gewichts eine Auswirkung auf die Position des Schwerpunkts
hat.
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In
dem Diagramm der 4 entspricht der Ursprung der
Momente C der Leerposition Xo, wobei die negativen Werte (-) auf
der Momentenachse den Verschiebungen des Schwerpunkts zur Vorderseite des
Flugzeugs 1 entsprechen und positive Werfe (+) der Momentenachse
Verschiebungen des Schwerpunkts zur Rückseite des Flugzeugs 1 entsprechen. Wie
in 5 gezeigt ist, bringt eine Erhöhung der Last dM am Heck des
durch die Position Xo definierten Ursprungs eine Erhöhung des
Moments dC mit sich, was den Schwerpunkt von der Position Xi1 zu einer
weiter hinten liegenden Position Xi2 wandern lässt. Die Erhöhung des
Moments dC ist linear abhängig
von der Erhöhung
der Last dM, denn sie hängt
nur vom Abstand (Hebelarm) dieser Lasterhöhung in Bezug zum durch Xo
definierten Ursprungs ab. In dem Achsensystem C, M wird somit die
Variation von dC in Abhängigkeit
von dM durch eine Kennlinie 29 dargestellt, deren positive
Steigung a charakteristisch für
eine hintere Stelle der Erhöhung
der Last dM ist. Natürlich
ist die Kennlinie 29 auch repräsentativ für die Variation der Position
des Schwerpunkts dXi = Xi2 – Xi1
in Abhängigkeit
von der Variation des Gewichts dM.
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Ebenso
bringt, wie 6 zeigt eine Erhöhung der
Last dM vom durch die Position Xo definierten Ursprung nach vorne
eine Erhöhung
des Moments dC mit sich, was den Schwerpunkt von der Position Xi3
zu einer weiter vorne liegenden Position Xi4 wandern lässt. Auch
nur von dem Abstand der Erhöhung
der Last in Bezug zum Ursprung abhängend, kann somit die Variation
von dC in Abhängigkeit
von dM durch eine Kennlinie 30 dargestellt werden, deren negative
Steigung b charakteristisch für
eine vordere Stelle der Erhöhung
der Last dM ist. Die Kennlinie 30 ist auch repräsentativ
für die
Variation der Position des Schwerpunkts dXi = Xi4 – Xi3 in
Abhängigkeit von
der Variation des Gewichts dM.
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In
dem Diagramm in 4 ist dargestellt, dass nach
einer Beladung mit dem Zuladegewicht MC (Passagiere, Fracht, etc.
...), aber ohne Betankung, sich die Position des Schwerpunkts des
Flugzeugs 1 in der Position Xi = XC, hinter der Position Xo,
befindet. Es ist ferner das Brennstoffgewicht PFQ dargestellt, das
für die
Erfüllung
der Mission notwendig ist, die das Flugzeug 1 mit dem Zuladegewicht MC
erfüllen
muss.
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Durch
Berechnung unter Berücksichtigung der
Eigenschaften des Flugzeugs, des Leergewichts Mo, des Zuladegewichts
MC, des Brennstoffgewichts PFQ wird im Inneren des zulässigen Bereichs 25 die optimale
Position bestimmt (hinsichtlich der Zentrierung des Flugzeugs 1),
die der Schwerpunkt des Flugzeugs nach Beladung des Zuladegewichts
MC und des Brennstoffgewichts PFQ einnehmen muss. Diese optimale
Position trägt
das Bezugszeichen Ct in 4. Auf diese Weise muss sich,
nach einer solchen Beladung, das Flugzeug 1 in dem durch
den Punkt T der Geraden 28 dargestellten Zustand befinden,
entsprechend der Position CGt, für
welche das Gewicht des Flugzeugs 1 gleich der Summe Mo
+ MC + PFQ ist.
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Im Übrigen wird
die Beziehung (R) des Typs dXi = k.dM bestimmt, welche die Variation
der Position dXi des Schwerpunkts des Flugzeugs 1 mit der Variation
des Brennstoffgewichts dM im Inneren des Tanks 22 am Schwanz
verbindet. In dieser Beziehung (R) bezeichnet der Buchstabe k eine
für den Abstand
zwischen der Position Xo und dem Tank 22 am Schwanz repräsentative
Konstante. Die grafische dieser Beziehung (R) auf dem Diagramm in 4 ist eine
Gerade, ähnlich
der Kennlinie 29 in 5. In 4 ist
die entsprechende Kennlinie 31 dargestellt, wie sie durch
den oben definierten Punkt T hindurch läuft.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung werden in die Tanks 11 bis 19 und gegebenenfalls 22 Brennstoffgewichte
gefüllt,
deren Summe ein provisorisches Betankungsgewicht MP bildet, das
kleiner als das zur Erfüllung
der Mission notwendige Brennstoffgewicht PFQ ist und das dem Zuladegewicht
MC hinzu gefügt
den Schwerpunkt des Flugzeugs 1 von der Position XC zu
einer provisorischen Position XP wandern lässt. Dieses provisorische Betankungsgewicht MP
wird so gewählt,
dass dieses mit der Schnittstelle zwischen der Position XP (nicht
dargestellt) des Schwerpunkt relativen Geraden 28 und der
Kennlinie 31 entspricht.
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Natürlich werden
während
dieses Betankungsvorgangs ähnliche
Brennstoffgewichte in die symmetrischen Tanks gefüllt. Jedes
in den zentralen Tank 11 (und gegebenenfalls in den Tank 22 am Schwanz)
hinzu gefügte
Brennstoffgemisch und die symmetrisch in die symmetrischen Tankpaare
hinzu gefügten
Brennstoffgewichte sind auf dem Diagramm der 4 Kennlinien 32, 33, 34,
... zugeordnet, die in Abhängigkeit
von der Position der entsprechenden Tanks in Bezug zu Xo jeweils
den Kennlinien 29 oder 30 ähnlich sind. Diese Kennlinien
bilden eine gebrochene Linie, welche Xc (für das Gewicht Mo + MC) mit
XP (für
das Gewicht Mo + MC + MP) verbindet.
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Nach
der Beladung des provisorischen Gewichts MP und dem Erreichen der
provisorischen Position XP für
den Schwerpunkt wird in den Tank 22 am Schwanz ein Brennstoffgewicht
gleich der Differenz Δ =
PFQ – MP
gefüllt.
Daraus ergibt sich, dass gleichzeitig das Gesamtgewicht des Flugzeugs 1 von Mo
+ MC + MP zu MO + MC + PFQ wandert und dass der Schwerpunkt desselben
von der Position XP zur Position CGt wandert und sich dabei auf
der Kennlinie 31 verschiebt.
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Aufgrund
der Tatsache, dass Dank der Erfindung die Position des Schwerpunkts
an der optimalen Position CGt sichergestellt ist, ist es möglich, die Hüllkurve 27 zu
reduzieren, zum Beispiel am vorderen Rand für höhere Gewichte, was durch die
Linie 35 dargestellt ist, welche die obere linke Ecke der Hüllkurve 27 abschneidet.
Diese Reduktion der Hüllkurve 27 entspricht
im Grunde der Unterdrückung spezieller
Flugbedingungen, die für
bestimmte Bereiche des Flugzeugs 1 hart sind. Sie können somit Dank
der Erfindung gewichtsmäßig ver ringert
werden, was das Gesamtgewicht des Flugzeugs verringert.
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In 7 ist
der Fall dargestellt, in welchem das Gewicht MC und die Position
XC, die in dem Diagramm in 4 verwendet
wurden, Ersatzwerte für das
reale Zuladegewicht MC* und die reale Position MC* sind. In dieser
Situation entspricht der Punkt T der Geraden 28 der Position
CGt nicht korrekt, und er muss durch den Punkt T* der gleichen Geraden 28 entsprechend
der Last Mo + MC* + PFQ ersetzt werden. Man sieht, dass, wenn MC*
und XC* genau bekannt gewesen wären,
man die durch den Punkt T* gehende Kennlinie 36 des Tanks 22 am
Schwanz verwendet hätte
und nicht die durch den Punkt T gehende Kennlinie 31. Insbesondere
aufgrund der Verschiebung des Schwerpunkts zu den Sternchenwerten
(von XC zu XC*), wird der neue Wert XP* der Kennlinie 36 (welcher
die Rolle des Wertes XP der Kennlinie 31 spielt) folglich
auch verschoben, derart, dass es so aussieht, dass das Brennstoffgewicht
MP durch Umfüllung
unter den Tanks 11 bis 19 umverteilt werden muss
und dass das Gewicht Δ in
dem Tank am Schwanz teilweise in andere Tanks umgefüllt werden
muss, um bei T* den Schwerpunkt an der Position CGt zu halten.
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In
der 8 ist der Fall dargestellt, in welchem nach dem
Betanken der Tanks 11 bis 19 und 22 das
Brennstoffgewicht PFQ und nach Erhalt der optimalen Position CGt
(wie in 4) das Gewicht PFQ um ein zusätzliches
Gewicht dPFQ erhöht
werden muss. In diesem Fall muss der Punkt T nach T' der Geraden 28 wandern,
entsprechend der Position CGt. Dies kann durch Umverteilung erfolgen,
entweder nur in den Tanks 11 bis 19, wie das durch
die gebrochene Linie 37 dargestellt ist, oder in den Tanks 11 bis 19 und 22,
wie dies durch die gebrochene Linie 38 dargestellt ist.
Im letzteren Fall wird die durch den Punkt T' hindurch gehende Kennlinie 39 des
Tanks 22 am Schwanz verwendet.