Система поставки топлива, представленная в примере, состоит из трех корпусов и механизма. Механизм питается от центрального корпуса, в то время как топливо от левого крыльевого бака и корпуса правого крыла накачано к центральному корпусу с соответствующими насосными станциями. Каждая насосная станция состоит из двух центробежных насосов, соединенных параллельно, с запорными клапанами, установленными в выходах насоса, чтобы предотвратить противотечение. Насосы управляются движущими силами в угловой скорости 7 200 об/мин. Двигатели моделируются с идеальным угловым скоростным источником.
Центральное днище резервуара поднято 36 в относительно ссылочной плоскости, которая чертится горизонтально через точку входа механизма. Днища резервуаров стороны подняты 4,2 в каждом.
Левое крыло и корпуса правого крыла снабжены блоком регулятора громкости, предназначенным, чтобы отключить выход, если жидкий объем в корпусе становится меньше, чем предварительно установленный объем. Подобный блок в центральных средствах управления корпусом и корпус переполняется и воздействие его самого высокого порта. Во всех корпусах сокращение выполняется с клапанами с 2 путями.
Графики ниже показа количество топлива, остающегося в корпусах. Уровень расхода топлива от каждого корпуса затронут перепад давления через топливные строки из-за изменения повышения относительно центрального корпуса.
Графики ниже показа скорость для всех четырех насосов в системе поставки топлива. Для некоторых тестовых последовательностей скорости насоса опускаются ниже максимальной скорости, чтобы наблюдать эффект на топливных уровнях в корпусах.
График ниже показов смещение CG от топлива на самолете как процент половины расстояния между левыми и правыми топливными баками. Графики показывают результаты для трех тестов, где различные комбинации отказов насоса инициированы.