Rückstoss antrieb für Fahrzeuge, insbesondere Flugzeuge. Die Erfindung betrifft einen Rückstoss antrieb für Fahrzeuge, insbesondere Flug zeuge, bei dem aus der Umgebung angesaugte Luft in einem Turbogebläse verdichtet wird, um anschliessend durch mindestens eine Düse in die Umgebung auszuströmen, wobei min destens ein Teil der angesaugten Luftmenge nach erfolgter Verdichtung erwärmt und hier auf in einer Turbine expandiert wird,
welche die Leistung zur Verdichtung der angesaug ten Luftmenge abgibt.
Bei solchen Rückstossantrieben erfolgt die Erwärmung der verdichteten Luftmenge für gewöhnlich in einer Brennkammer, in die Brennstoff eingeführt wird, wobei sich letzte rer beim Inberührungkommen mit der ver dichteten Luft von selbst entzündet, oder das Luft-Brennstoffgemisch wird durch eine Zün dung zur Verbrennung gebracht.
Solche Brennkammern sind pro m' Rauminhalt einer mehr als 10fachen grösseren Wärmebela stung ausgesetzt als die Feuerräume von mit Öl betriebenen, ortsfesten Dampfkesseln. Eine solche Belastung können die betreffen den Kammern nur beim Vorhandensein eines Luftüberschusses bewältigen, der vielfach grösser ist als derjenige, wie er für die Er zielung einer vollkommenen Verbrennung erforderlich wäre.
Bei einer Leistungssteige rung des Rückstossantriebes darf deshalb die dann erforderliche grössere Brennstoffmenge nicht plötzlich in die Brennkammer einge führt werden, .da in letzterer erst mit stei gender Drehzahl des die Verbrennungsluft liefernden Verdichters wieder die Luftmenge vorhanden sein wird, welche für die Betriebs sicherheit der Brennkammer und der an diese anschliessenden Teile des Rückstossantriebes benötigt wird. Ferner muss aus dem weiteren Grunde verhütet werden,
dass der Luftüber- schuss in der Brennkammer bei einer Lei stungszunahme vorübergehend zu stark ab nimmt, weil sonst in der hochbelasteten Brennkammer keine vollkommene Verbren nung mehr stattfinden könnte, was zu einer längeren Flamme führen und dann die Tur bine und das. ganze Flugzeug gefährden würde.
Dagegen darf das Schalten auf klei nere Leistung beliebig schnell geschehen, da durch eine Verminderung der in die Brenn- kammer eingeführten Brennstoffmenge. bei zunächst unveränderlicher Drehzahl des Tur- binenverdichteraggregates, also unveränderter Luftmenge, lediglich eine für die Verbren nung noch zulässige Erhöhung des Luftüber schusses eintritt.
Um den geschilderten Verhältnissen Rechnung zu tragen, weist nun ein Rückstoss antrieb der eingangs erwähnten Art gemäss vorliegender Erfindung ein verstellbares Organ auf, welches die Leistungsabgabe der Turbine zu erhöhen und gleichzeitig die Zu fuhr der zum Erwärmen der verdichteten Luft benötigten Brennstoffmenge so zu be einflussen gestattet,
dass bei Erhöhung der Leistungsabgabe zufolge des vergrösserten Gebläsedurchsatzes keine unzulässige Ver- minderung des Luftüberschusses in der Brennkammer eintritt.
Das verstellbare Organ kann beispiels- weise den Austritt einer Düse, durch welche Verbrennungsgase in die Umgebung aus strömen und welche in der Strömungsrich tung dieser Gase der Turbine nachgeschaltet ist, vorübergehend vergrössern und damit die Gefällsverteilung im Sinne einer Erhöhung des Turbinengefälles verändern.
Das verstell bare Organ kann aber auch als Verteilschie- ber ausgebildet sein, welcher die der Turbine zuströmende Luftmenge vorübergehend zu vergrössern und damit den Treibmitteldurch- satz durch die Turbine zu erhöhen gestattet.
Auf den beiliegenden Zeichnungen sind zwei Ausführungsbeispiele des Erfindungs gegenstandes in vereinfachter Darstellungs weise veranschaulicht, und zwar zeigt: Fig. l einen axialen Längsschnitt durch einen Rückstossantrieb, bei welchem die in einer Brennkammer erzeugten Treibgase vor erst eine Turbine und dann einen als Düse ausgebildeten Kanal durchströmen, dessen Austrittsquerschnitt sich durch ein verstell bares Organ verändern lässt, und Fig. 2 zeigt.
einen axialen Längsschnitt durch einen Rückstossantrieb, bei welchem ein Teil der eingeströmten Luft nach erfolg ter Verdichtung nur einen zum Teil als Düse ausgebildeten Kanal durchströmt, während der Rest jener Luft, der auf einen höheren Druck verdichtet worden ist, nach erfolgter Erwärmung durch Brennstoffzufuhr zuerst eine Turbine und dann einen als Düse ausge bildeten Kanal durchströmt.
In Fig. 1 bezeichnet 1 den Lufteinlass- kanal eines Rückstossantriebes für ein Flug zeug, das sich in Richtung des Pfeils _A fort bewegt.
Ferner bezeichnet 2 die Leitschau- feln und 3 die Laufschaufeln eines als Axial verdichter ausgebildeten Turbogebläses. Beim Fliegen strömt die Luft diesem Gebläse 2, 3 durch den Kanal 1 zu, der als Diffusor aus gebildet ist, so dass darin ein. Teil der kine- tischen Energie der Luft in Druck umge wandelt wird. Im Agialverdichter 2, 3,
der daher mit verminderter Geschwindigkeit durchströmt wird, erfolgt eine weitere Ver dichtung der eingeströmten Luft. Dem so ver dichteten Luftstrom wird in einer Brenn- kammer 4 bei praktisch konstantem Druck dadurch Wärme zugeführt, dass in denselben durch eine Leitung 5 zuströmender Brenn stoff eingeführt und das Gemisch hierauf bei hohem Luftüberschuss verbrannt wird.
Die so erzeugten Treibgase durchströmen vorerst eine Turbine 6, wo sie unter Leistungsabgabe expandieren. Diese Turbine 6 treibt den Ver dichter 2, 3 an, gibt also Leistung zur Ver dichtung der angesaugten Luftmenge ab. Die aus der Turbine 6 austretenden Treibgase durchströmen noch einen als Düse 7 ausge bildeten Kanal, wo der Gasdruck ineinehohe Geschwindigkeit umgesetzt wird und dabei auf den Druck der Umgebung fällt,
in wel che die entspannten Gase durch eine Öffnung 8 ausströmen. Der Querschnitt der letzteren lässt sich mittels einer verstellbaren Düsen nadel 9 verändern.
Der beschriebene Rückstossantrieb ist drehzahlgeregelt. Die Einrichtung, welche eine solche Regelung bewirkt, weist ein Fliehkraftpendel 11 auf, dessen Drehzahl von derjenigen des Turbinenverdichteraggregates 2, 3- und 6 abhängig ist, indem ein aus Stan gen und Kegelrädern bestehender Mechanis mus 12 eine Wirkungsverbindung zwischen dem Läufer des Verdichters 2, 3 und dem Fliehkraftpendel 11 herstellt. 121 bezeichnet eine Feder, welche den auf das. Pendel 11 wirkenden Fliehkräften das Gleichgewicht hält.
Die Bewegungen des Fliehkraftpendels 11 werden durch ein Gestänge 13 auf den Vorsteuerkolben 14 eines Servomotors 15 übertragen, dessen Kolben 16 die Lage eines den Zufluss von Brennstoff zur Leitung 5 beherrschenden Organes 17 bestimmt. 18 be zeichnet ein dem Organ 17 vorgeschaltetes Grobeinstellventil zur Regelung des Brenn stoffzuflusses.
Die Spannung der Feder 12i, und damit die Solldrehzahl des Fliehkraft- reglers, lässt sich durch einen willkürlich von Hand einstellbaren Winkelhebel 19 ver ändern. An diesen Hebel 19 ist einmal eine Ventilstange 20 aasgelenkt, an der eine den Ausfluss aus dem Kanal 22 eines Katarakt kolbens 23 drosselnde Platte 21 angebracht ist.
Der Kolben 23 des Kataraktes 24, auf den auch eine Feder 25 einwirkt, steht durch ein Gestänge 26, das um einen Punkt 27 schwenkbar ist, mit einem Teller 28 in Wir- kungsverbindung, gegen den sich die er wähnte Feder 121 des Fliehkraftreglers ab stützt.
An den Winkelhebel 19 ist ferner ein Ka tarakt 30 mit Kolben 31 aasgelenkt. In letzte- r(-IM sind zwei Bohrungen 32 und 33 ange bracht, und in Verbindung mit der Bohrung 33 ist noch ein Rückschlagventil 34 vorge sehen, das bei einer raschen Aufwärtsbewe gung des Kataraktes 30 gegen das untere Ende der Kolbenbohrung 33 anzuliegen kommt.
Der Kataraktkolben 31 ist durch eine Stange 35 starr mit einem .Steuerkolben 36 verbunden, der einem Servomotor 37 zu geordnet ist, dessen Kolben eine Verstellung der Düsennadel 9 bewirken kann. Auf die Stange 35 wirken auch noch zwei Federn 38 und 39 ein, die sich an Tellern 40 bezw. 41 dieser Stange abstützen.
In Fig. 1 sind die verschiedenen Teile des beschriebenen, drehzahlgeregelten Rückstoss- antriebes in der Beharrungslage gezeichnet. Soll nun die Leistung gesteigert werden, so muss der Pilot durch einen willkürlichen äussern Eingriff den Winkelhebel 19 in Rich tung des Pfeils B verstellen.
Das hat einmal zur Folge, dass der Katarakt 30 verhältnis mässig rasch nach oben bewegt wird, so dass der Kolben 31, entgegen der Wirkung der Feder 38, diese Bewegung mitmacht. Der Steuerkolben 36 wird daher ebenfalls gegen oben verstellt, so dass der Servomotor 37 die Düsennadel 9 in Richtung des Pfeils C ver schiebt, wodurch der Austrittsquerschnitt der Öffnung 8 .vergrössert wird.
Die Turbine 6 verarbeitet nunmehr ein grösseres Gefälle und gibt daher mehr Leistung ab, so dass der Verdichter 2, 3 ein grösseres Luftvolumen fördert, was mit Rücksicht auf die ange strebte grössere Leistung des Rückstossantrie- bes ja gerade erforderlich ist.
Die erwähnte Bewegung des Winkel hebels 19 in Richtung des Pfeils B hat ausser dem zur Folge, dass die Platte 21 die Steuer bohrung 22 im. Kataraktkolben 23 mehr ab hebt, so dass sich letzterer unter der Ein wirkung der Feder 25 langsam, entsprechend der Drosselwirkung der Bohrung 22, nach rechts bewegt.
Das vom Kolben 23 mitgenom mene Gestänge 26 bewirkt dabei einmal eine Verstellung des Grobeinstellventils 18 im Sinne eines grösseren Brennstoffdurchlasses. Ferner bewirkt das Gestänge 26 über den Teller 28 ein Zusammendrücken der Feder 121 des Fliehkraftregler$,
so dass der Vor- steuerkolben 14 nach rechts verschoben wird und daher den Zufluss eines Druckmittels nach der rechten Seite des Kolbens 16 des Servomotors 15 freigibt. Infolge dieser Be wegung des Servomotorkolbens 16 wird das Organ 17 mehr geöffnet, so dass in die Brenn- kammer 4 des Rückstossantriebes eine der ge wünschten Lasterhöhung entsprechende, grö ssere Brennstoffmenge eingespritzt wird.
Das Rückführgestänge 42 des .Servomotors 15 sorgt für die Stabilität des Regelvorganges.
Die Einschaltung des Kataraktes 24 zwi schen die Stange 20 und das Gestänge 26 hat zur Folge, dass bei Erhöhung der Lei stungsabgabe zufolge des vergrösserten Durch satzes des Gebläses 2., 3 keine unzulässige Verminderung des Luftüberschusses in der Brennkammer 4 eintritt.
Es ist zu bemerken, dass der Katarakt 30 nur vorübergehend in Tätigkeit ist, da sich infolge der Wirkung der Federn 38 und 39 im Zusammenwirken mit der Drosselbohrung 32 die Mittellage des Steuerschiebers 36 wie der verhältnismässig rasch einstellt.
Wenn der Pilot die Leistungsabgabe des Rückstossantriebes vermindern will, so hat er den Winkelhebel 19 in Richtung des Pfeils D zu verschieben. In diesem Falle kommt der Katarakt 30 nicht zum Ansprechen, da sich dann durch die Kolbenbohrung 33, die das Rückschlagventil 34 jetzt freigibt, ein Druck ausgleich zu beiden Seiten des Kolbens 31 erreichen lässt.
Die verzögernde Wirkung des Kataraktes 24 in der Brennstoffregulierung ist ebenfalls ausgeschaltet, da die Ventil stange 20 den Kataraktkolben 23 gegen die Kraft der Feder 25 nach Massgabe der Bewe gung des Winkelhebels 19 verstellt.
Die in Fig. 2 gezeigte Ausführungsform unterscheidet sich von der beschriebenen im wesentlichen nur dadurch, dass das durch einen willkürlichen äussern Eingriff verstell bare Organ, welches die Leistungsabgabe der Turbine zu erhöhen gestattet, anders ausge- bildet ist. Hierauf wird weiter unten näher eingegangen.
Im weiteren unterscheidet sich der in Fig. 2 gezeigte Rückstossanirieb von dem in Fig. 1 gezeigten dadurch, dass sich das Turbogebläse aus einem,
mehrstufigen Niederdruckteil 50 und einem mehrstufigen Hochdruckteil 51 zusammensetzt. Der aus dem Niederdruckteil 50 austretende Luft strom wird mit Hilfe eines verstellbaren Ringschiebers 52 in einen innern und einen äussern Teilstrom unterteilt. Der innere Teil strom wird im Gebläsehochdruckteil 51 noch mals verdichtet, und zwar auf den am Ein tritt in eine Turbine 53 gewünschten Druck.
<B>In</B> einer Brennkammer 54 wird diesem innern Teilstrom Brennstoff zugeführt.
Der äussere, ringförmige Teilstrom, wel cher weniger hoch verdichtet ist und vorwie gend zur Erzeugung des Schubes dient, tritt durch eine Ausstossdüse 55 wieder in die Umgebung aus.
Bei dieser zweiten Ausführungsform wird durch einen willkürlichen, äussern Einfluss des Piloten auf einen Hebel 56 an Stelle einer Düsennadel der Ringschieber 52 ver stellt, wobei sich die verschiedenen Verstell vorgänge und die Beeinflussung eines Flieh- kraftreglers 57 in genau derselben Weise ab spielen, wie im Zusammenhange mit Fig. 1 beschrieben worden ist. Die verschiedenen verstellbaren Teile sind auch in Fig. 2 in der Beharrungslage gezeigt.
Bei einer Leistungssteigerung ist der Winkelhebel 56 in Richtung des Pfeils E zu verstellen, was dann eine Verschiebung des Ringschiebers 52 nach links herbeiführt, wodurch das Verhältnis zwischen Nieder- druckteilstrom und Ilochdruckteilstrom der art verändert wird, dass die Antriebsturbine eine grössere Treibstoffmenge erhält und da mit eine höhere Leistung abgibt, was zu einer Beschleunigung des Aggregates 50, 51,
53 führt.
Recoil drive for vehicles, especially aircraft. The invention relates to a recoil drive for vehicles, especially aircraft, in which air sucked in from the environment is compressed in a turbo blower in order to then flow out through at least one nozzle into the environment, with at least a portion of the amount of air drawn in after compression is heated and here is expanded in a turbine,
which delivers the power to compress the amount of air drawn in.
In such recoil drives, the compressed air is usually heated in a combustion chamber into which fuel is introduced, the latter igniting automatically when it comes into contact with the compressed air, or the air-fuel mixture is burned by an ignition.
Such combustion chambers are exposed to a more than 10 times greater heat load per m 'volume than the combustion chambers of oil-operated, stationary steam boilers. Such a load can only cope with the chambers in question when there is an excess of air which is many times greater than that which would be required to achieve perfect combustion.
When the power of the recoil drive is increased, the larger amount of fuel then required must not suddenly be introduced into the combustion chamber, since the air volume required for the operational safety of the combustion chamber will only be available in the latter as the speed of the compressor that supplies the combustion air increases and the parts of the recoil drive connected to this are required. Furthermore, it must be prevented for the further reason,
that the excess air in the combustion chamber temporarily decreases too much when there is an increase in power, because otherwise complete combustion would no longer take place in the highly loaded combustion chamber, which would lead to a longer flame and then endanger the turbine and the entire aircraft .
On the other hand, switching to lower power can take place as quickly as you like, as this is achieved by reducing the amount of fuel introduced into the combustion chamber. With the speed of the turbine compressor unit initially unchangeable, that is to say with an unchanged amount of air, only an increase in the excess air that is still permissible for the combustion occurs.
In order to take account of the described conditions, a recoil drive of the type mentioned in accordance with the present invention now has an adjustable member which increases the power output of the turbine and at the same time allows the amount of fuel required to heat the compressed air to be influenced ,
that when the power output is increased due to the increased blower throughput, there is no impermissible reduction in the excess air in the combustion chamber.
The adjustable element can, for example, temporarily enlarge the outlet of a nozzle through which combustion gases flow into the environment and which is connected downstream of the turbine in the direction of flow of these gases and thus change the gradient distribution in the sense of increasing the turbine gradient.
The adjustable element can, however, also be designed as a distributor slide which temporarily increases the amount of air flowing into the turbine and thus allows the propellant throughput through the turbine to be increased.
In the accompanying drawings, two embodiments of the subject of the invention are illustrated in a simplified representation, namely: Fig. 1 shows an axial longitudinal section through a recoil drive, in which the propellant gases generated in a combustion chamber flow through first a turbine and then a duct designed as a nozzle , the outlet cross section can be changed by an adjustable organ, and Fig. 2 shows.
an axial longitudinal section through a recoil drive, in which part of the air that has flown in after compression only flows through a channel partially designed as a nozzle, while the rest of that air, which has been compressed to a higher pressure, first one after being heated by the supply of fuel Turbine and then flows through a channel formed as a nozzle.
In Fig. 1, 1 denotes the air inlet duct of a recoil drive for an aircraft that moves in the direction of arrow _A.
Furthermore, 2 designates the guide vanes and 3 the rotor blades of a turbo blower designed as an axial compressor. When flying, the air flows to this fan 2, 3 through the channel 1, which is formed as a diffuser, so that a. Part of the kinetic energy in the air is converted into pressure. In the agial compressor 2, 3,
which is therefore flowed through at a reduced speed, the air that has flowed in is further compressed. The air stream compressed in this way is supplied with heat at a practically constant pressure in a combustion chamber 4 by introducing fuel flowing into it through a line 5 and then burning the mixture with a high excess of air.
The propellant gases generated in this way initially flow through a turbine 6, where they expand with output. This turbine 6 drives the Ver denser 2, 3, so it outputs power to compress the amount of air drawn in. The propellant gases emerging from the turbine 6 also flow through a channel designed as a nozzle 7, where the gas pressure is converted into a high speed and falls to the pressure of the surroundings,
in wel che the relaxed gases flow out through an opening 8. The cross section of the latter can be changed by means of an adjustable nozzle needle 9.
The recoil drive described is speed-controlled. The device that effects such a control has a centrifugal pendulum 11, the speed of which is dependent on that of the turbine compressor unit 2, 3 and 6 by a mechanism consisting of Stan gene and bevel gears 12 an operative connection between the rotor of the compressor 2, 3 and the centrifugal pendulum 11 produces. 121 denotes a spring which keeps the centrifugal forces acting on the pendulum 11 in balance.
The movements of the centrifugal pendulum 11 are transmitted by a linkage 13 to the pilot piston 14 of a servomotor 15, the piston 16 of which determines the position of an organ 17 controlling the flow of fuel to the line 5. 18 be denotes a coarse adjustment valve connected upstream of the organ 17 to regulate the fuel flow.
The tension of the spring 12i, and thus the setpoint speed of the centrifugal governor, can be changed by an arbitrarily manually adjustable angle lever 19. On this lever 19, a valve rod 20 is once aasgelenken, on which a the outflow from the channel 22 of a cataract piston 23 throttling plate 21 is attached.
The piston 23 of the cataract 24, on which a spring 25 also acts, is operatively connected to a plate 28 through a linkage 26 which can be pivoted about a point 27, against which the spring 121 of the centrifugal governor is supported .
At the angle lever 19 is also a Ka tarakt 30 with piston 31 aasgelenken. In the latter two bores 32 and 33 are made, and in connection with the bore 33 a check valve 34 is also provided, which comes to rest against the lower end of the piston bore 33 when the cataract 30 moves rapidly upwards.
The cataract piston 31 is rigidly connected by a rod 35 to a .Steuerkolben 36, which is assigned to a servomotor 37, the piston of which can effect an adjustment of the nozzle needle 9. On the rod 35 also act two springs 38 and 39, which respectively on plates 40. 41 support this rod.
In Fig. 1, the various parts of the speed-controlled recoil drive described are shown in the steady state. If the power is now to be increased, the pilot must adjust the angle lever 19 in the direction of arrow B by means of an arbitrary external intervention.
This has the consequence that the cataract 30 is moved upwards relatively quickly, so that the piston 31, counter to the action of the spring 38, takes part in this movement. The control piston 36 is therefore also adjusted upwards, so that the servomotor 37 pushes the nozzle needle 9 in the direction of the arrow C, whereby the exit cross-section of the opening 8 is enlarged.
The turbine 6 now processes a greater gradient and therefore delivers more power, so that the compressor 2, 3 conveys a greater volume of air, which is precisely what is required in view of the greater power of the recoil drive sought.
The aforementioned movement of the angle lever 19 in the direction of arrow B also has the consequence that the plate 21, the control hole 22 in the. Cataract piston 23 lifts off more so that the latter moves slowly to the right under the action of the spring 25, corresponding to the throttling effect of the bore 22.
The rod 26 entrained by the piston 23 causes an adjustment of the coarse adjusting valve 18 in the sense of a larger fuel passage. Furthermore, the linkage 26 causes the spring 121 of the centrifugal governor $ to be compressed via the plate 28,
so that the pilot piston 14 is shifted to the right and therefore releases the inflow of a pressure medium to the right side of the piston 16 of the servo motor 15. As a result of this movement of the servomotor piston 16, the member 17 is opened more so that a larger amount of fuel corresponding to the desired increase in load is injected into the combustion chamber 4 of the recoil drive.
The return linkage 42 of .Servomotors 15 ensures the stability of the control process.
The inclusion of the cataract 24 between the rod 20 and the linkage 26 has the consequence that when the power output is increased, due to the increased throughput of the fan 2, 3, no inadmissible reduction in the excess of air in the combustion chamber 4 occurs.
It should be noted that the cataract 30 is only temporarily in operation, since the central position of the control slide 36 is adjusted relatively quickly as a result of the action of the springs 38 and 39 in cooperation with the throttle bore 32.
If the pilot wants to reduce the power output of the recoil drive, he has to move the angle lever 19 in the direction of arrow D. In this case, the cataract 30 does not respond, since a pressure equalization can then be achieved on both sides of the piston 31 through the piston bore 33, which the check valve 34 now releases.
The retarding effect of the cataract 24 in the fuel regulation is also switched off, since the valve rod 20 adjusts the cataract piston 23 against the force of the spring 25 according to the movement of the angle lever 19.
The embodiment shown in FIG. 2 differs from the one described essentially only in that the organ which can be adjusted by an arbitrary external intervention and which allows the power output of the turbine to be increased is designed differently. This is discussed in more detail below.
In addition, the recoil drive shown in Fig. 2 differs from that shown in Fig. 1 in that the turbo fan consists of a,
multi-stage low-pressure part 50 and a multi-stage high-pressure part 51 composed. The air flow emerging from the low pressure part 50 is divided into an inner and an outer partial flow with the aid of an adjustable ring slide 52. The inner part of the current is compressed again in the high-pressure fan part 51, namely to the pressure required on a turbine 53 at a.
<B> In </B> a combustion chamber 54, fuel is supplied to this internal partial flow.
The outer, annular partial flow, which is less highly compressed and mainly used to generate the thrust, exits through an exhaust nozzle 55 back into the environment.
In this second embodiment, through an arbitrary, external influence of the pilot on a lever 56 instead of a nozzle needle, the ring slide 52 is adjusted, with the various adjustment processes and the influence of a centrifugal regulator 57 taking place in exactly the same way as in Relationship with Fig. 1 has been described. The various adjustable parts are also shown in Fig. 2 in the steady state.
In the event of an increase in output, the angle lever 56 is to be adjusted in the direction of arrow E, which then causes a shift of the ring slide 52 to the left, whereby the ratio between the low-pressure partial flow and the Iloch pressure partial flow is changed in such a way that the drive turbine receives a larger amount of fuel, and therefore with it delivers a higher power, which leads to an acceleration of the unit 50, 51,
53 leads.