NO854511L

NO854511L - GAS TURBINES COMBUSTION DEVICE.

Info

Publication number: NO854511L
Application number: NO854511A
Authority: NO
Inventors: Sigmunn Stroem
Original assignee: Kongsberg Vapenfab As
Priority date: 1984-11-13
Filing date: 1985-11-12
Publication date: 1986-05-14
Also published as: JPS61159031A; EP0182570A2

Abstract

(57) Sammendrag. En forbrenningsanordning for gassturbiner omfatter en totrinns brenner (12) med et første og et annet forbrenningsavsnitt (18 resp. 20) og et utløpsavsnitt (22) og en brennermantel (24). som koaksialt omgir brenneren (12) for å fastlegge. en ringformet passasje (26) for strømning av inn-løpsluft i motsatt retning. Brenneren omfatter et brenselinnsprøytningsorgan (30) ved brennerens opp-strømsende (14), primærinnløpsåpninger (40) som fører 18% av innløpsluften inn i det første forbrenningsavsnitt (18), første kjøleåpninger (42). som fører 12% av innløpsluften inn i det første forbrenningsavsnitt (18) for å frembringe en hvirvlende kjølestrøm som blander seg med primærluft etter å ha avkjølt oppstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt (18), sekundærinnløps-åpninger (44) som fører 18% av innløpsluften inn i det avsnitt (20) hvor det annet forbrenningstrinn finner sted, andre kjøleåpninger (46) som fører 8%. av innløpsluften inn i det annet forbrenningsavsnitt (20) for å frembringe en hvirvlende strøm som blander seg med primærluft etter å ha avkjølt oppstrømsenden av det annet forbrenningsavsnitt (20), og fortynningsåpninger (48) som fører 44% av innløpsluften inn i utløpsavsnittet (22) for å avkjøle avgassene.(57) Summary. A combustion device for gas turbines comprises a two-stage burner (12) with a first and a second combustion section (18 and 20, respectively) and an outlet section (22) and a burner jacket (24). which coaxially surrounds the burner (12) to determine. an annular passage (26) for flowing inlet air in the opposite direction. The burner comprises a fuel injection means (30) at the upstream end (14) of the burner, primary inlet openings (40) which carry 18% of the inlet air into the first combustion section (18), first cooling openings (42). which carries 12% of the inlet air into the first combustion section (18) to produce a swirling cooling stream which mixes with primary air after cooling the upstream end of the first combustion section (18), secondary inlet openings (44) which carry 18% of the inlet air into the section (20) where the second combustion stage takes place, other cooling openings (46) leading 8%. of the inlet air into the second combustion section (20) to produce a swirling stream which mixes with primary air after cooling the upstream end of the second combustion section (20), and dilution openings (48) which carry 44% of the inlet air into the outlet section (22). ) to cool the exhaust gases.

Description

Oppfinnelsen angår en forbrenningsanordning for gassturbiner, og nærmere bestemt en konveksjonsavkjølt, totrinns forbrenningsanordning med lave trykktap og jevn utløpstemperatur. The invention relates to a combustion device for gas turbines, and more specifically to a convection-cooled, two-stage combustion device with low pressure losses and uniform outlet temperature.

Forskjellige typer for kjente forbrenningsanordninger eller forbrenningskamre for gassturbiner er kjent og omtalt i Different types of known combustion devices or combustion chambers for gas turbines are known and discussed in

Boyce, "Gas Turbine Engineering Handbook", kapitel 10, pp.281-301 (1982). Som anført i denne bok bestemmes forbrenningsanordningens ytelse av virkningsgraden, trykktapet og temperaturpro-filen eller -fordelingen. Boyce, "Gas Turbine Engineering Handbook", Chapter 10, pp.281-301 (1982). As stated in this book, the combustion device's performance is determined by the efficiency, the pressure loss and the temperature profile or distribution.

Oppfinnelsen angår en forbrenningsanordning med lav lufthastighet og totrinns forbrenning som skaffer en total temperaturfordelingsfaktor på mellom 0,07 og 0,12. Dette oppnås ved anvendelse av konveksjonskjøling og unngåelse av vanlig film-kjøling av forbrenningsanordningens vegger og ved bruk av en spesiell fordeling av den innløpsluft som kommer inn i forbrenningsanordningen. The invention relates to a combustion device with low air velocity and two-stage combustion which provides a total temperature distribution factor of between 0.07 and 0.12. This is achieved by using convection cooling and avoiding normal film cooling of the walls of the combustion device and by using a special distribution of the inlet air that enters the combustion device.

Hensikten og fordelene ved oppfinnelsen kan tilveiebringes°9oppnås ved hjelp av de midler og kombinasjoner som er spe-sielt angitt i kravene. The purpose and advantages of the invention can be provided or achieved by means of the means and combinations which are specifically stated in the claims.

I henhold til oppfinnelsen, slik den er eksemplifisert og generelt beskrevet i den foreliggende fremstilling, omfatter forbrenningsanordningen for en gassturbin en brenner som fastlegger en aksial fluidumstrømbane mellom en oppstrømsende og en nedstrømsende av brenneren, som har et første forbrenningsavsnitt. nær oppstrømsenden, et annet forbrenningsavsnitt aksialt nedstrøms i forhold til det første forbrenningsavsnitt og et utløpsavsnitt i nærheten av nedstrømsenden, en brennermantel som koaksialt omgir brenneren og fastlegger en ringformet passasje for strømning av innløpsluft fra brennerens ned-strømsende til dens oppstrømsende, idet luftstrømmen gir kon-veks jonskjøling av brenneren, organer ved brennerens oppstrøms-ende til innføring av brensel i det første forbrenningsavsnitt, første primærorganer til innføring av en første primærandel av innløpsluften i det første forbrenningsavsnitt for å frembringe en brennbar brensel/luft-blanding i dette, første kjøleorganer til innføring av en første kjøleandel av innløpsluften i det første forbrenningsavsnitt for å frembringe en hvirvlende strøm av første kjøleluft i dette avsnitt, idet denne kjøleluft skaf fer et ringformet kjøleskikt nær oppstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt og hovedsakelig blander seg med den første primærandel nedstrøms i det første forbrenningsavsnitt, andre primærorganer til innføring av en annen primærandel av innløps-luften i det annet forbrenningsavsnitt for å frembringe en brennbar brensel/luft-blanding i dette, andre kjøleorganer til innføring av en annen kjøleandel av innløpsluften i det annet forbrenningsavsnitt for å frembringe en hvirvlende strøm av annen kjøleluft i dette avsnitt, idet denne kjøleluft skaffer et ringformet kjøleskikt nær oppstrømsenden av det annet forbrenningsavsnitt og hovedsakelig blander seg med den annen primærandel nedstrøms i det annet forbrenningsavsnitt, og fortynningsorganer til innføring av en fortynningsandel av innløps-luf ten i utløpsavsnittet for å avkjøle avgassene fra brenneren. According to the invention, as exemplified and generally described in the present disclosure, the combustion device for a gas turbine comprises a burner which establishes an axial fluid flow path between an upstream end and a downstream end of the burner, which has a first combustion section. near the upstream end, a second combustion section axially downstream of the first combustion section and an outlet section near the downstream end, a burner jacket coaxially surrounding the burner and defining an annular passage for the flow of inlet air from the downstream end of the burner to its upstream end, the air flow providing con - increased ion cooling of the burner, means at the upstream end of the burner for introducing fuel into the first combustion section, first primary means for introducing a first primary portion of the inlet air into the first combustion section to produce a combustible fuel/air mixture therein, first cooling means for introducing a first cooling portion of the inlet air into the first combustion section to produce a swirling flow of first cooling air in this section, this cooling air providing an annular cooling layer near the upstream end of the first combustion section and predominantly mixing with the first primary portion ne dstream in the first combustion section, other primary means for introducing a different primary proportion of the inlet air into the second combustion section to produce a combustible fuel/air mixture therein, other cooling means for introducing a different cooling proportion of the inlet air into the second combustion section for to produce a swirling flow of other cooling air in this section, this cooling air providing an annular cooling layer near the upstream end of the second combustion section and mixing mainly with the second primary portion downstream in the second combustion section, and dilution means for introducing a dilution portion of inlet air ten in the outlet section to cool the exhaust gases from the burner.

De første primærorganer omfatter fortrinnsvis en flerhet av første primæråpninger i oppstrømsenden av brenneren og anordnet rundt brenselinnføringsorganet, mens de første kjøle-organer omfatter en flerhet av første kjøleåpninger ved opp-strømsenden av brenneren og anordnet som en ringformet rekke radialt utenfor de første primæråpninger. Videre omfatter de andre primærorganer fortrinnsvis en flerhet av radialt orienterte andre primæråpninger som er fordelt over omkretsen rundt brenneren nær nedstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt, mens de andre kjøleorganer omfatter en flerhet av aksialt orienterte andre kjøleåpninger som er fordelt over omkretsen rundt brenneren nær nedstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt. Fortynningsorganene omfatter fortrinnsvis en flerhet av radialt orienterte fortynningsåpninger som er fordelt over omkretsen rundt brenneren nær nedstrømsenden av det annet forbrenningsavsnitt . The first primary means preferably comprise a plurality of first primary openings at the upstream end of the burner and arranged around the fuel introduction means, while the first cooling means comprise a plurality of first cooling openings at the upstream end of the burner and arranged as an annular row radially outside the first primary openings. Furthermore, the other primary means preferably comprise a plurality of radially oriented second primary openings which are distributed over the circumference around the burner near the downstream end of the first combustion section, while the other cooling means comprise a plurality of axially oriented second cooling openings which are distributed over the circumference around the burner near the downstream end of the first combustion section. The dilution means preferably comprise a plurality of radially oriented dilution openings which are distributed over the circumference around the burner near the downstream end of the second combustion section.

I en første utførelsesform utgjør den første primærandel ca. 18% av innløpsluften, den første kjøleandel ca. 12% av innløpsluften, den annen primærandel ca. 18% av innløpsluften, den annen kjøleandel ca. 8% av innløpsluften og fortynningsandelen ca. 44% av innløpsluften. In a first embodiment, the first primary share amounts to approx. 18% of the inlet air, the first cooling portion approx. 12% of the inlet air, the other primary proportion approx. 18% of the inlet air, the other cooling portion approx. 8% of the inlet air and the dilution ratio approx. 44% of the inlet air.

På tegningen er der vist en utførelsesform som sammen med beskrivelsen tjener til å forklare prinsippene i oppfinnelsen. Fig. 1 er et lengdesnitt gjennom en utførelsesform for oppfinnelsen. Fig. 2 er et utsnitt i større målestokk av forbrenningsanordningen på fig. 1. The drawing shows an embodiment which, together with the description, serves to explain the principles of the invention. Fig. 1 is a longitudinal section through an embodiment of the invention. Fig. 2 is a section on a larger scale of the combustion device in fig. 1.

Som vist på fig. 1 omfatter forbrenningsanordningen 10 en brenner 12 som fastlegger en aksial fluidumstrømbane A mellom en oppstrømsende 14 og en nedstrømsende 16. Brenneren har et første forbrenningsavsnitt 18 nær oppstrømsenden 14, et annet forbrenningsavsnitt aksialt nedstrøms i forhold til det første forbrenningsavsnitt 18 og et utløpsavsnitt 22 i nærheten av nedstrømsenden 16. As shown in fig. 1, the combustion device 10 comprises a burner 12 which establishes an axial fluid flow path A between an upstream end 14 and a downstream end 16. The burner has a first combustion section 18 near the upstream end 14, a second combustion section axially downstream in relation to the first combustion section 18 and an outlet section 22 nearby of the downstream end 16.

En brennermantel 14 omgir brenneren 12 koaksialt og fastlegger en ringformet passasje 26 for strømning av innløpsluft som er illustrert ved piler 28, fra nedstrømsenden 16 til opp-strømsenden 14. Innløpsluftstrømmen 28 skaffer en konveksjons-kjøling av brenneren 12 ved at den strømmer langs brennerens ytre overflate. Innløpsluft 28 skaffes fra kompressoren (ikke vist) i gassturbinen og føres til den ringformede passasje 26 gjennom ikke viste ledninger. A burner jacket 14 coaxially surrounds the burner 12 and defines an annular passage 26 for the flow of inlet air illustrated by arrows 28, from the downstream end 16 to the upstream end 14. The inlet air stream 28 provides convection cooling of the burner 12 by flowing along the exterior of the burner surface. Inlet air 28 is obtained from the compressor (not shown) in the gas turbine and is led to the annular passage 26 through lines not shown.

Som vist på fig. 1 og 2 rager en brenseldyse 30 inn gjennom oppstrømsenden 14 av brenneren 12 for innsprøytning av brensel i det første forbrenningsavsnitt 18. As shown in fig. 1 and 2, a fuel nozzle 30 projects through the upstream end 14 of the burner 12 for injecting fuel into the first combustion section 18.

Som vist på tegningen utgjøres de første primærorganer av en flerhet av første primæråpninger 40 i oppstrømsenden 14 av brenneren 12 rundt brenseldysen 30. Ca. 18% av innløpsluften 28 som strømmer gjennom den ringformede passasje 26, kommer inn i det første forbrenningsavsnitt 18 gjennom de første primæråpninger 40 og blander seg med brensel som er sprøytet inn i det første forbrenningsavsnitt 18 gjennom brenseldysen 30. Forskjellige konstruktive trekk kan være innlemmet i det første forbrenningsavsnitt 18 ved brenseldysen 30 for å frembringe en hvirvlende og blandende bevegelse mellom innløpsluften og bren-selet. As shown in the drawing, the first primary means are constituted by a plurality of first primary openings 40 in the upstream end 14 of the burner 12 around the fuel nozzle 30. Approx. 18% of the inlet air 28 flowing through the annular passage 26 enters the first combustion section 18 through the first primary openings 40 and mixes with fuel injected into the first combustion section 18 through the fuel nozzle 30. Various constructive features may be incorporated in the first combustion section 18 at the fuel nozzle 30 to produce a swirling and mixing movement between the inlet air and the fuel.

De første kjøleorganer omfatter en flerhet av første kjøleåpninger 42 i oppstrømsenden 14 av brenneren 12. De første kjøleåpninger 42 er anordnet i en ringformet rekke radialt utenfor de første primæråpninger 40. Ca. 12% av den innløpsluft 28 som strømmer gjennom den ringformede passasje 26, kommer inn i det første forbrenningsavsnitt 18 gjennom de første kjøle-åpninger 42. De første kjøleåpninger 42 er slik anordnet at de frembringer en hvirvlende bevegelse av kjøleluft i oppstrøms-enden av det første forbrenningsavsnitt 18. Den hvirvlende bevegelse av kjøleluften frembringer et ringformet skikt av kjøleluft ved oppstrømsenden av avsnittet 18, og dette skikt blander seg deretter med primærluften nedstrøms i avsnittet 18. Det ringformede skikt av kjøleluft, som skaffer en filmkjøling, strekker seg ikke til nedstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt 18. The first cooling means comprise a plurality of first cooling openings 42 in the upstream end 14 of the burner 12. The first cooling openings 42 are arranged in an annular row radially outside the first primary openings 40. Approx. 12% of the inlet air 28 flowing through the annular passage 26 enters the first combustion section 18 through the first cooling openings 42. The first cooling openings 42 are so arranged that they produce a swirling movement of cooling air at the upstream end of the first combustion section 18. The swirling motion of the cooling air produces an annular layer of cooling air at the upstream end of section 18, and this layer then mixes with the primary air downstream in section 18. The annular layer of cooling air, which provides a film cooling, does not extend to the downstream end of the first combustion section 18.

De andre primærorganer omfatter en flerhet av radialt orienterte andre primæråpninger 44 som er fordelt over omkretsen rundt brenneren 12 nær nedstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt 18. Ca. 18% av innløpsluften 28 kommer inn i det første forbrenningsavsnitt ;18 ved dettes nedstrømsende gjennom åpningene 44 og blander seg med forbrenningsgasser som kommer ut fra det første forbrenningsavsnitt 18 for å skaffe et annet forbrenningstrinn i det annet forbrenningsavsnitt 20. The other primary means comprise a plurality of radially oriented second primary openings 44 which are distributed over the circumference around the burner 12 near the downstream end of the first combustion section 18. Approx. 18% of the inlet air 28 enters the first combustion section 18 at its downstream end through the openings 44 and mixes with combustion gases coming out of the first combustion section 18 to provide another combustion stage in the second combustion section 20.

Som vist på fig. 1 er der anordnet andre kjøleåpninger 46 som er aksialt orientert og åpner mot nedstrømsenden av brenneren 12. Åpningene er fordelt over omkretsen rundt brenneren ved nedstrømsenden av det første forbrenningsavsnitt 18 og fører innløpsluft fra den ringformede passasje 26 til opp-strømsenden av det annet forbrenningsavsnitt 20. De andre kjøleåpninger 46 er innrettet til å føre ca. 8% av innløps-luften inn i det annet forbrenningskammer 20 i et hvirvlende mønster som danner et ringformet kjøleskikt ved oppstrømsenden av avsnittet 20, og som deretter blander seg med den annen primærandel. Det ringformede kjøleskikt strekker seg ikke til ned-strømsenden av det annet forbrenningsavsnitt 20. As shown in fig. 1, there are arranged other cooling openings 46 which are axially oriented and open towards the downstream end of the burner 12. The openings are distributed over the circumference around the burner at the downstream end of the first combustion section 18 and lead inlet air from the annular passage 26 to the upstream end of the second combustion section 20 The other cooling openings 46 are arranged to lead approx. 8% of the inlet air into the second combustion chamber 20 in a swirling pattern which forms an annular cooling layer at the upstream end of the section 20, and which then mixes with the second primary portion. The annular cooling layer does not extend to the downstream end of the second combustion section 20.

Som vist på fig. 1 omfatter fortynningsorganene en flerhet av radialt orienterte fortynningsåpninger 48, som mottar ca. 44% av innløpsluften fra den ringformede passasje 26 og fører innløpsluften inn i utløpspartiet 22 av brenneren 12 for å redusere gjennomsnittstemperaturen av utløpsgassene før disse når selve turbinen. As shown in fig. 1, the dilution means comprise a plurality of radially oriented dilution openings 48, which receive approx. 44% of the inlet air from the annular passage 26 and leads the inlet air into the outlet part 22 of the burner 12 to reduce the average temperature of the outlet gases before they reach the turbine itself.

Forbrenningsanordningen ifølge oppfinnelsen kan arbeide ved høye temperaturer med lave trykktap og jevn utløpstempera- tur. Når der benyttes lav lufthastighet (ca. 50 m/s) og totrinns forbrenning, mottar forenden av brenneren ca. 30% av innløpsluften, noe som skaffer et brensel/luft-forhold på The combustion device according to the invention can work at high temperatures with low pressure losses and uniform outlet temperature. When low air speed (approx. 50 m/s) and two-stage combustion are used, the front end of the burner receives approx. 30% of the inlet air, which provides a fuel/air ratio of

8,5 - 10 %, noe som ligger over det støkiometriske forhold og medfører en lav flammetemperatur. Denne lave flammetemperatur og totrinnsforbrenningen skaffer en lav varmeovergang til bren-nerveggen som, så avkjøles ved konveksjonskjøling fra den mot-satte strøm av innløpsluft. Den samlede konstruksjon skaffer en temperaturfordelingsfaktor på ca. 0,07 - 0,12. Temperaturforde-lingsfaktoren er definert som maksimaltemperaturen minus gjennomsnittstemperaturen dividert på gjennomsnittstemperaturen minus innløpstemperaturen. 8.5 - 10%, which is above the stoichiometric ratio and results in a low flame temperature. This low flame temperature and the two-stage combustion provide a low heat transfer to the burner wall, which is then cooled by convection cooling from the opposite flow of inlet air. The overall construction provides a temperature distribution factor of approx. 0.07 - 0.12. The temperature distribution factor is defined as the maximum temperature minus the average temperature divided by the average temperature minus the inlet temperature.

Claims

1. Combustion device for gas turbines, characterized in that it comprises: (a) a burner (12) defining an axial fluid flow path (A) between an upstream end (14) and a downstream end (16) of the burner, having a first combustion section (18) near the upstream end (14), a second combustion section (20) axially downstream in relation to the first combustion section (18) and an outlet section (22) near the downstream end (16), (b) a burner jacket (24) coaxially surrounding the burner (12) and defining an annular passage (26) for the flow of inlet air (28) from the downstream end (16) of the burner to its upstream end (14), the air flow (28) providing a convection queue -ling of the burner (12), (c) means (30) at the upstream end (14) of the burner for introducing fuel into the first combustion section (18), (d) first primary organs (40) for introducing approx. 18% of the inlet air in the first combustion section (18) to produce a combustible fuel/air mixture therein, (e) first cooling means (42) for introducing approx. 12% of the inlet air in the first combustion section (18) to produce a swirling flow of first cooling air in this section, this cooling air mainly mixing with inlet air from the first primary means (40) after cooling the upstream end of the first combustion section (18), (f) other primary organs (44) for the introduction of approx. 18% of the air in the second combustion section (20) to produce a combustible fuel/air mixture therein, (g) other cooling means (46) for introducing approx. 8% of the inlet air in the second combustion section (20) to produce a swirling flow of other cooling air in this section, this cooling air mainly mixing with inlet air from the other primary means (44) after cooling the upstream end of the second combustion section (20), and (h) dilution means (48) for introducing approx. 44% of the inlet air in the outlet section (22) to cool the exhaust gases from the burner.

2. Combustion device as stated in claim 1, characterized in that the first primary means comprise a plurality of first primary openings (40) which are arranged at the upstream end of the burner and around the fuel introduction means, and which supply inlet air from the annular passage (26) to the first combustion section (18).

3. Combustion device as stated in claim 2, characterized in that the first cooling means comprise a plurality of first cooling openings (42) at the upstream end of the burner (12) and arranged in an annular row radially outside the first primary openings (40).

4. Combustion device as stated in one of the preceding claims, characterized in that the other primary members comprise a plurality of radially oriented second primary openings (44) which are distributed over the circumference around the burner (12) at the downstream end of the first combustion section (18) and supply inlet air from the annular passage (26) to the upstream end of the second combustion section (20).

5. Combustion device as stated in one of the preceding claims, characterized in that the other cooling means comprise a plurality of axially oriented other cooling openings (46) which are distributed over the circumference around the burner (12) at the downstream end of the first combustion section ( 18) and supplies inlet air from the annular passage (26) to the upstream end of the second combustion section (20), each of the other cooling openings (46) having an inlet which is directed towards the upstream end of the burner (12).

6. Combustion device as stated in one of the preceding claims, characterized in that the dilution means comprise a plurality of radially oriented dilution openings (48) which are distributed over the circumference around the burner (12) at the downstream end of the second combustion section (20) and supply inlet air from the annular passage (26) to the outlet section (22).

7. Combustion device for gas turbines, characterized in that it comprises: (a) a burner (12) defining an axial fluid flow path (A) between an upstream end (14) and a downstream end (16) of the burner, having a first combustion section (18) near the upstream end, a second combustion section (20) axially downstream in relation to the first combustion section (18) and an outlet section (22) at the downstream end (16), (b) a burner jacket (24) coaxially surrounding the burner (12) and defining an annular passage (26) for the flow of inlet air (28) from the downstream end (16) of the burner to its upstream end (14), the air flow (28) providing a convection queue -ling of the burner (12), (c) means (30) at the upstream end (14) of the burner for introducing fuel into the first combustion section (18), (d) first primary means (40) for introducing a first primary portion of the inlet air into the first combustion section (18) to produce a combustible fuel/air mixture therein, (e) first cooling means (42) for introducing a first cooling portion of the inlet air into the first combustion section (18) to produce a swirling flow of first cooling air in this section, this cooling air providing an annular cooling layer near the upstream end of the first combustion section ( 18), which cooling layer mainly mixes with the first primary portion downstream in the first combustion section (18), (f) other primary means (44) for introducing another primary portion of the inlet air into the second combustion section (20) to produce a combustible fuel/air mixture therein, (g) other cooling means (46) for introducing another cooling portion of the inlet air into the second combustion section (20) to produce a swirling flow of other cooling air in this section, this cooling air providing an annular cooling layer at the upstream end of the second combustion section ( 20), which cooling layer mainly mixes with the second primary portion downstream in the second combustion section (20), and (h) dilution means (48) for introducing a dilution portion of the inlet air into the outlet section (22) to cool the exhaust gases from the burner.

8. Combustion device as specified in claim 7, characterized in that the first primary portion amounts to approx.

18% of the inlet air, the first cooling portion is approx. 12% of the inlet air, the other primary proportion is approx. 18% of the inlet air, the other cooling portion is approx. 8% of the inlet air and the dilution portion amounts to approx. 44% of the inlet air.