JP2007205295A - ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 簡単な構成で且つ安価にして燃料噴射弁の冷却効果を十分に発揮することができるようにする。
【解決手段】 ガスエンジンのシリンダヘッド（３０）に弁ホルダ（３４）を介して取り付けられてパイロット燃料を噴孔から噴射する燃料噴射弁（３２）と、シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路を有して冷却水を燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路とを備え、弁ホルダの先端部内に設けられて一端が燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路（４４）と、燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路より圧力が低い冷却水循環路の低圧部と弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路（４２，５３，５４，５６，５８）と、弁ホルダの先端部に設けられて噴孔からの液体燃料の噴射を許容しつつ燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップ（６２）とを具備する。
【選択図】 図３

Description

本発明は、天然ガス等のガス燃料を主燃料とし、ガス燃料の点火のためにパイロット燃料としての液体燃料を燃料噴射弁から噴射するための燃料噴射弁を備えたガスエンジンに係わり、その燃料噴射弁の冷却能力を向上させるガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置に関する。

この種のガスエンジンは、排気ガス中の窒素酸化物（ＮＯｘ）の低減や燃費効率の向上を図るためにリーンバーン方式が主流になりつつあり、また、出力の向上を図るうえで吸入空気が過給されるため、ガスエンジンの筒内圧は高圧化している。

また、エネルギの有効利用を図る観点から、ガスエンジンの中には下水処理場から発生する消化ガスや、塵及び廃材を原料としたバイオマスガス等の低カロリー特殊ガスを主燃料として使用するものも知られている。

このように、筒内圧が高く、あるいは、主燃料が低カロリー特殊ガスであるような条件下においては、主燃料の安定した点火を図るために大きな点火エネルギを発生させる点火方式が要求されるようになった。

このため、一般的なスパープラグによる火花点火方式から、スパープラグの数千倍の点火エネルギを発生させるパイロット燃料噴射による点火方式が主流になりつつあり、このパイロット燃料噴射は燃料噴射弁により実施される（例えば、特許文献１参照）。
特開２００３−２５４１９５号公報

しかしながら、主燃料の点火のためにパイロット燃料噴射弁から噴射される液体燃料は非常に少ないため、通常のディーゼルエンジンの燃料噴射弁が多量の燃料を噴射する場合とは異なり、パイロット燃料噴射のための液体燃料自体による燃料噴射弁の冷却、つまり、燃料噴射弁の自己冷却を期待することができない。因みに、ガスエンジンのパイロット燃料噴射弁から噴射される燃料は、同サイズのディーゼルエンジンの燃料噴射弁から噴射される燃料の１〜２％に過ぎない。

このため、燃料噴射弁の先端部が過熱して、その閉弁時における衝撃に起因するノズル先端部の塑性変形、燃料コーキングによる噴孔の閉塞、針弁の焼付き等を招き、燃料噴射弁の寿命を大幅に短縮させてしまうという問題がある。

このような問題を解決するためには、燃料噴射弁の先端部を効果的に冷却する必要があり、このため、燃料噴射弁をシリンダヘッドに取り付けるために使用される弁ホルダ内、あるいは、燃料噴射弁のノズルボディ自体内に冷却孔を形成し、この冷却孔内にシリンダヘッド自体の内部冷却水通路から冷却水を導くことが考えられる。

しかしながら、前者の弁ホルダ内に冷却水を導く従来の方式では、シリンダヘッドの冷却孔内を流れる冷却水は自然循環により置換されるだけのものであるから、燃料噴射弁の冷却が十分には行なわれない一方、専用ポンプによる強制循環を行なったのでは、構造が複雑となり、コスト高になるという問題がある。

また、ノズルボディ内へ冷却水を導く従来の方式では、冷却水はポンプ等により強制循環されるために燃料噴射弁の冷却は一定程度期待できる一方、燃料噴射弁内の構造が複雑となるため、大形の燃料噴射弁に対してのみ適用でき、パイロット燃料噴射のような小形の燃料噴射弁に対しては、加工技術及びコスト上の観点から適用できないという問題がある。

本発明はこのような問題を解決するためになされたもので、小型の噴射弁に対しても適用でき、簡単な構成で且つ安価にして燃料噴射弁の冷却効果を十分に発揮することができる、ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置を提供することを課題とする。

上記の課題を解決するために、本発明が採用する手段は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁と、シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路を有して冷却水を燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路とを備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダの先端部内に設けられて一端が燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路と、燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路より圧力が低い冷却水循環路の低圧部と弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路とを具備することにある。

上述のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置によれば、弁ホルダ冷却路の一端と他端との間に圧力差が存在するので、冷却水循環路のエンジン冷却路に供給された冷却水の一部は、弁ホルダ冷却路の一端から流入して弁ホルダ冷却路内を強制的に通過する。このとき、弁ホルダの先端部は冷却水によって直接的に冷却され、燃料噴射弁のノズル先端部は弁ホルダを介して冷却水によって間接的に冷却される。この後、冷却水は弁ホルダ冷却路の他端から接続路を経て冷却水循環路の低圧部に戻る。

このように、冷却水が弁ホルダ冷却路内を圧力差によって強制的に流れるため、その流量は多く、弁ホルダ冷却路内の冷却水は迅速に置換され、弁ホルダの先端部及び燃料噴射弁のノズル先端部は効果的に冷却される。燃料噴射弁のノズル先端部を冷却する冷却路は弁ホルダ内に設けられ、燃料噴射弁本体に設けられるものではないから、小型の噴射弁に対しても適用することができる。また、弁ホルダ冷却路内の冷却水は圧力差だけで強制循環されるから、従来は必要とされた専用ポンプ等が排除され、簡単な構成で且つ安価にして実施することができる。

又は、本発明が採用する手段は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁を備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダの先端部に設けられると共に噴孔からの液体燃料の噴射を許容しつつ燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップを具備することにある。

上述のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置によれば、熱遮蔽キャップが、主燃料の燃焼に伴い発生する高温の燃焼ガスからノズル先端部に伝達される輻射熱を低減し、ノズル先端部の温度上昇を大幅に抑制する。熱遮蔽キャップは弁ホルダの先端部に設けられ、燃料噴射弁本体に設けられるものではないから、小型の噴射弁に対しても適用することができる。また、この熱遮蔽キャップは簡単な構成で且つ安価にして実施することができる。

又は、本発明が採用する手段は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁と、シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路を有して冷却水を燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路とを備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダの先端部内に設けられて一端が燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路と、燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路より圧力が低い冷却水循環路の低圧部と弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路と、弁ホルダの先端部に設けられると共に噴孔からの液体燃料の噴射を許容しつつ燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップとを具備することにある。

上述のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置によれば、上述の弁ホルダ冷却路内を強制的に流れる冷却水による冷却と、熱遮蔽キャップによる輻射熱の遮蔽による冷却との相乗作用により、燃料噴射弁におけるノズル先端部の冷却をさらに効果的に行なうことができ、燃料噴射弁の寿命を大幅に延ばすことができる。

上記ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、冷却水循環路は、燃料噴射弁の下流側にオリフィスを備え、接続路は、オリフィスの下流側にて冷却水循環路に接続されていることが望ましい。オリフィスは冷却水循環路中に簡易に圧力差を作り出すことができる一手段であり、これにより弁ホルダ冷却路の両端間に所望の圧力差を発生させることができる。

上記ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダ冷却路は、一端と他端との間に遮蔽キャップの近傍にてノズル先端部を囲むように配設された環状部を有することが望ましい。このような環状部内を流れる冷却水はノズル先端部をその周方向に均一に冷却すると共に、熱遮蔽キャップは弁ホルダの先端部に設けられているから、その冷却にも寄与する。

上記ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダ冷却路は、冷却水を環状部に導入する内円柱状の入口ポートと冷却水を環状部から排出させる内円柱状の出口ポートとを有し、入口ポート及び出口ポートは、弁ホルダの軸心から放射状に穿設されていることが望ましい。このように内円柱状の入口ポート及び出口ポートは、弁ホルダの軸心から放射状に穿設されているから、弁ホルダの外側からのドリリングにより簡単に形成することができる。

上記ガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、エンジン冷却路は、弁ホルダを外側から囲む冷却ジャケットを有することが望ましい。このような冷却ジャケットは、燃料噴射弁全体の冷却に大きく寄与することができる。

本発明のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁と、シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路を有して冷却水を燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路とを備え、弁ホルダの先端部内に設けられて一端が燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路と、燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路より圧力が低い冷却水循環路の低圧部と弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路とを具備する。

又は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロ
ット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁を備え、弁ホルダの先端部に設けられると共に噴孔からの液体燃料の噴射を許容しつつ燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップを具備する。

又は、本発明のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置は、ガスエンジンのシリンダヘッドに弁ホルダを介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁と、シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路を有して冷却水を燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路とを備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、弁ホルダの先端部内に設けられて一端が燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路と、燃料噴射弁よりも上流側のエンジン冷却路より圧力が低い冷却水循環路の低圧部と弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路と、弁ホルダの先端部に設けられると共に噴孔からの液体燃料の噴射を許容しつつ燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップとを具備する。

したがって、本発明のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置は、小型の噴射弁に対しても適用でき、簡単な構成で且つ安価にして燃料噴射弁の冷却効果を十分に発揮することができるという優れた効果を奏する。この結果、過熱によるノズル先端部の塑性変形、燃料コーキングによる噴孔の閉塞、針弁の焼付き等の不具合を回避することができ、燃料噴射弁の長寿命化を図ることができる。

図１は、発電システムの駆動源として使用されるガスエンジン２を示し、ガスエンジン２の出力軸は発電機４に連結されている。このガスエンジン２は、例えば６気筒＃１〜＃６からなり、各気筒＃は主燃料として天然ガス等のガス燃料に加え、このガス燃料の点火に使用される液体燃料の供給を受ける。この液体燃料は、各気筒＃内に図２に示す燃料噴射弁３２から噴射され、噴射された液体燃料は自己着火により主燃料であるガス燃料を安定して点火させる。

図１には、ガスエンジン２のシリンダヘッド内を通じて冷却水を循環させる冷却水循環路６が示される。冷却水循環路６は、シリンダヘッドに通じるエンジン冷却路８と、エンジン２と冷却器１８を結ぶ外部冷却路７とを有する。

詳しくは、エンジン冷却路８は、シリンダヘッドの内部を通る冷却水通路１０と、この冷却水通路１０から分岐されて各気筒＃に冷却水を導く分岐路１４と、シリンダヘッドの外部に取り付けられて各気筒＃からの冷却水を排出するシリンダ出口枝管１５と、このシリンダ出口枝管１５の冷却水を集合する冷却水出口主管１６とを有する。

外部冷却路７は、冷却水通路１０の冷却水機関入口２ａと冷却水出口主管１６の冷却水機関出口２ｂとを接続し、外部冷却路７中には、冷却水を冷却するための冷却器１８が配置されている。また、外部冷却路７には、冷却器１８と冷却水機関入口２ａとの間にポンプ２０が介挿され、ポンプ２０は冷却水機関入口２ａに向けて冷却水を吐出する。このため、冷却水循環路６内の冷却水は、冷却水通路１０から分岐路１４及びシリンダ出口枝管１５を経て、冷却水出口主管１６に流れるように強制的に循環される。

外部冷却路７には、冷却器１８と冷却水機関出口２ｂとの間に温度調整弁２２が介挿され、温度調整弁２２はバイパス路２４を介して、冷却器１８とポンプ２０との間の外部冷却路７に接続されている。詳しくは、温度調整弁２２は三方弁からなり、冷却器１８の入口側に流す冷却水量とポンプ２０の吸い込み側に流す冷却水量との配分を調整し、これに
よりポンプ２０から吐出される冷却水の温度を調整する。

ここで、図１中の符号２６，２８は冷却水循環路６内に冷却水を補給するための補給弁と、冷却水循環路６から冷却水を排出するための排出弁とをそれぞれ示す。

図２は、ガスエンジン２のシリンダヘッド３０の断面図であり、上述の分岐路１４が各気筒＃の燃料噴射弁３２を挟むようにその両側に配設され、これら両側の分岐路１４は環状連結室１４ａによって一端連結される。分岐路１４から燃料噴射弁３２の周囲を通った冷却水は、図示しない上方のシリンダヘッド冷却室１２に入ってシリンダヘッド３０を冷却したのち、シリンダヘッド３０の外部に取り付けられた上述のシリンダ出口枝管１５へ排出される。

各気筒＃の燃料噴射弁３２は、シリンダヘッド３０に弁ホルダ３４を介して取り付けられ、弁ホルダ３４はその燃料噴射弁３２の先端部を囲んでいる。図２中の符号３６は、燃料噴射弁３２に液体燃料を供給するための燃料路を示し、この燃料路３６の中を通る図示しない燃料管が図示しない燃料分配ポンプに接続されている。

各燃料噴射弁３２と組をなす弁ホルダ３４の先端部及びその周辺部は同一の構成を有するので、１つの弁ホルダ３４の先端部及びその周辺部について、図３を参照して説明する。

シリンダヘッド３０には燃料噴射弁３２のための装着孔３８が形成され、装着孔３８の内周面と弁ホルダ３４の外周面との間に冷却ジャケット４０と環状室４２とが上下に形成されている。冷却ジャケット４０と環状室４２とは互いに独立して設けられ、冷却ジャケット４０は弁ホルダ３４の軸線方向に、つまり燃料噴射弁３２の軸線方向に延び、上述の分岐路１４を横断する。このように、冷却ジャケット４０は弁ホルダ３４を介して燃料噴射弁３２を冷却する。

弁ホルダ３４の先端部にはその内部に弁ホルダ冷却路４４が形成され、弁ホルダ冷却路４４は冷却ジャケット４０の下端に接続された一端と、環状室４２に接続された他端とを有する。詳しくは、弁ホルダ冷却路４４はその一部に環状部４６を含み、この環状部４６は、燃料噴射弁３２のノズルボディ４８の先端部を囲むように配置されている。

図４に示すように、環状部４６は冷却ジャケット４０に対して２つの入口ポート５０を介して連通し、環状室４２に対して２つの出口ポート５２を介して連通する。図３及び図４に示すように、これら入口ポート５０及び出口ポート５２は、環状部４６からノズルボディ４８に沿って延びる軸方向部と、この軸方向部と冷却ジャケット４０又は環状室４２とを接続する傾斜部とを有する。

すなわち、弁ホルダ冷却路４４は、冷却水を環状部４６に導入する内円柱状の入口ポート５０と、冷却水を環状部４６から排出させる内円柱状の出口ポート５２とを有し、この入口ポート５０及び出口ポート５２は、図４に示すように、弁ホルダ３４の軸心から放射状に穿設されているため、弁ホルダ３４の外側からのドリリングによって簡単に形成することができる。また、環状室４２に対する入口ポート５０の流出口と出口ポート５２の流入口は、環状室４２の直径方向に互い離隔するように配置されている。

一方、シリンダヘッド３０内には環状室４２から延びる内部接続路５３が形成され、この内部接続路５３は、シリンダヘッド３０の外部に取り付けられた接続枝管５４を介して弁ホルダ冷却水集合管５６（図１参照）に接続されている。また、この弁ホルダ冷却水集合管５６に対しては、他の気筒＃の環状室４２から内部接続路５３を介して延びる接続枝
管５４も、それぞれ接続されている。

図１に示されるように、弁ホルダ冷却水集合管５６はガスエンジン２の外側に配置された外部接続管５８に接続され、この外部接続管５８は上述の冷却水循環路６に設けた低圧部に接続されている。具体的には、冷却水循環路６の外部冷却路７にはオリフィス６０が介挿され、このオリフィス６０は冷却水出口主管１６の冷却水機関出口２ｂと温度調整弁２２との間に配設されている。

オリフィス６０は外部冷却路７内を流れる冷却水の流量を絞ることにより、オリフィス６０よりも下流側の外部冷却路７の内圧をエンジン冷却路８の内圧よりも低圧に保持し、外部接続管５８は外部冷却路７において、このオリフィス６０と温度調整弁２２との間に接続されている。上述の環状室４２、内部接続路５３、接続枝管５４、弁ホルダ冷却水集合管５６及び外部接続管５８は、弁ホルダ３４内の弁ホルダ冷却路４４を冷却水循環路６の低圧部に接続する接続路を形成する。

図３に示されるように、弁ホルダ３４の先端部には熱遮蔽キャップ６２が一体に取り付けられ、熱遮蔽キャップ６２は上述の弁ホルダ冷却路４４の環状部４６に近接して配設される。熱遮蔽キャップ６２は燃料噴射弁３２におけるノズルボディ４８の先端部を覆う一方、この先端部に穿設された噴孔に対応する位置に開口部６４を有する。

この開口部６４は、燃料噴射弁３２の開弁時に噴孔から噴射される液体燃料の噴霧を遮ることなく通過させ、液体燃料の霧化特性を低下させることはない。具体的には、燃料噴射弁３２の噴孔は、例えば周方向に等間隔に３個が配設され、各噴孔は略２０°の噴射角度で燃料を噴射する。これに対して熱遮蔽キャップ６２の各開口部６４は、外側が広い内円錐状に形成され、その内円錐の開き角度は噴孔の燃料噴射角度よりもやや大きい角度に形成される。上述の燃料噴射弁３２の他の構成は、例えば、従来のディーゼルエンジン機関自動燃料弁やコモンレール方式電子制御燃料噴射弁と同様の方式ものであり公知であるから、その詳細な説明は省略する。

上述の燃料噴射弁３２の冷却装置によれば、弁ホルダ３４の先端部内に形成した弁ホルダ冷却路４４の一端が冷却水循環路６のエンジン冷却路８、具体的には冷却ジャケット４０に接続され、その他端が接続路４２，５３，５４，５６，５８を介してオリフィス６０よりも下流側の冷却水循環路６の低圧部に接続されているので、弁ホルダ３４を挟む弁ホルダ冷却路４４の両端間で圧力差が発生する。このため、図３及び図４に示すように、エンジン冷却路８内を流れる冷却水の一部は弁ホルダ冷却路４４の一端から流入し、その環状部４６を経て弁ホルダ冷却路４４の他端から流出するように強制的に流れる。

したがって、弁ホルダ３４の先端部内を通じて多量の冷却水が流れるから、この冷却水によって弁ホルダ３４の先端部、つまり、燃料噴射弁３２の先端部の過熱が効果的に防止される。このため、燃料噴射弁３２の閉弁時に針弁６８がノズルボディ４８の弁座に衝突しても、その衝撃によってノズルボディ４８の先端部に塑性変形が発生するようなことはない。また、ノズルボディ４８の噴孔が燃料コーキングより閉塞されることもなく、ノズルボディ４８に対して針弁６８が焼付くこともない。

上述したように弁ホルダ冷却路４４の両端間の圧力差は、冷却水循環路６にオリフィス６０を介挿するだけで得られるから、弁ホルダ冷却路４４に冷却水を強制的に導入するための専用ポンプが不要となり、簡単な構成で且つ安価にして燃料噴射弁３２の先端部を効果的に冷却でき、燃料噴射弁３２の長寿命化が達成される。

また、弁ホルダ冷却路４４の環状部４６はノズルボディ４８の先端部を囲み、しかも環
状部４６に対する入口ポート５０の流出口及び出口ポート５２の流入口が環状部４６の直径方向に互いに離隔して配設されているので、環状部４６内の冷却水はノズルボディ４８の周方向に一様に流れ、ノズルボディ４８の先端部をその周方向に均一に冷却することができる。

さらに、弁ホルダ３４の先端部に取り付けた熱遮蔽キャップ６２は、主燃料であるガス燃料の燃焼に起因する輻射熱が燃料噴射弁３２の先端部、つまり、ノズルボディ４８の先端部に加わるのを防ぎ、ノズルボディ４８の過熱を効果的に防止する。しかも、熱遮蔽キャップ６２は弁ホルダ冷却路４４の環状部４６の近傍に配設されているので、熱遮蔽キャップ６２も弁ホルダ冷却路４４内を流れる冷却水により冷却され、熱遮蔽キャップ６２の過熱も防止される。

本発明は上述した一実施例に制約されるものではなく、種々の変形が可能である。例えば、冷却装置は、オリフィス６０に代えて減圧弁を備えてもよいし、弁ホルダ冷却路４４の具体的なレイアウトも任意に変更可能である。

以下の２つの実施例と１つの比較例について、図３に示す弁ホルダ３４の先端部Ａ点及びノズルボディ４８の先端部Ｂ点の温度を、実測データにより比較検証する。
（実施内容）
比較例：従来の冷却水の自然循環による冷却装置を実施した燃料噴射弁
実施例１：本発明に係る冷却水の強制循環による冷却装置だけを実施した燃料噴射弁
実施例２：本発明に係る冷却水の強制循環による冷却装置及び熱遮蔽キャップによる冷
却装置の双方を実施した燃料噴射弁
使用エンジン：シリンダ径２００ｍｍ、ストローク３００ｍｍ
測定時のエンジン運転状態：回転速度９００ｒｐｍ、正味平均有効圧２０ｂａｒ

（実施結果）
弁ホルダの先端部の温度 ノズルボディの先端部の温度
比較例： ３０５°Ｃ ３５０°Ｃ
実施例１： １９５°Ｃ（１１０°Ｃ） ２８０°Ｃ（７０°Ｃ）
実施例２： １７０°Ｃ（１３５°Ｃ） ２５０°Ｃ（１００°Ｃ）
（ ）内は比較例との温度差を示す。

（結論）
本発明に係る冷却水の強制循環による冷却装置を実施した燃料噴射弁は、従来の冷却水の自然循環による冷却装置を実施した燃料噴射弁に対して、ノズルボディの先端部の温度が７０°Ｃだけ改善された。また、本発明に係る冷却水の強制循環による冷却装置及び熱遮蔽キャップによる冷却装置の双方を実施した燃料噴射弁は、ノズルボディの先端部の温度が１００°Ｃだけ改善された。これより、熱遮蔽キャップによる冷却装置の改善分は約３０°Ｃと推定される。

このように、冷却水の強制循環による冷却装置及び熱遮蔽キャップによる冷却装置とも、ノズルボディの先端部の温度について大幅な改善が見られた。

一実施例としてのガスエンジンを使用した発電システムを示す概略図である。 図１のガスエンジンのシリンダヘッドを示す断面図である。 図２の一部を拡大した断面図である。 図３の弁ホルダの先端部を弁ホルダ冷却路に沿って切断した断面図である。

符号の説明

２ ガスエンジン
２ａ 冷却水機関入口
２ｂ 冷却水機関出口
４ 発電機
６ 冷却水循環路
７ 外部冷却路
８ エンジン冷却路
１０ 冷却水通路
１２ シリンダヘッド冷却室
１４ 分岐路
１４ａ 環状連結室
１５ シリンダ出口枝管
１６ 冷却水出口主管
１８ 冷却器
２０ ポンプ
２２ 温度調整弁
２４ バイパス路
２６ 補給弁
２８ 排出弁
３０ シリンダヘッド
３２ 燃料噴射弁
３４ 弁ホルダ
３６ 燃料路
３８ 装着孔
４０ 冷却ジャケット
４２ 環状室（接続路）
４４ 弁ホルダ冷却路
４６ 環状部
４８ ノズルボディ
５０ 入口ポート
５２ 出口ポート
５３ 内部接続路（接続路）
５４ 接続枝管（接続路）
５６ 弁ホルダ冷却水集合管（接続路）
５８ 外部接続管（接続路）
６０ オリフィス
６２ 熱遮蔽キャップ
６４ 開口部
６８ 針弁

Claims (7)

1. ガスエンジン（２）のシリンダヘッド（３０）に弁ホルダ（３４）を介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して前記液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁（３２）と、前記シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路（８）を有して前記冷却水を前記燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路（６）とを備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、前記弁ホルダの先端部内に設けられて一端が前記燃料噴射弁よりも上流側の前記エンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路（４４）と、前記燃料噴射弁よりも上流側の前記エンジン冷却路より圧力が低い前記冷却水循環路の低圧部と前記弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路（４２，５３，５４，５６，５８）とを具備したことを特徴とするガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
2. ガスエンジン（２）のシリンダヘッド（３０）に弁ホルダ（３４）を介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して前記液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁（３２）を備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、前記弁ホルダの先端部に設けられると共に前記噴孔からの前記液体燃料の噴射を許容しつつ前記燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップ（６２）を具備したことを特徴とするガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
3. ガスエンジン（２）のシリンダヘッド（３０）に弁ホルダ（３４）を介して取り付けられると共にパイロット燃料としての液体燃料を噴孔から噴射して前記液体燃料の自己着火により主燃料としてのガス燃料を点火させる燃料噴射弁（３２）と、前記シリンダヘッド内に冷却水を通すエンジン冷却路（８）を有して前記冷却水を前記燃料噴射弁の周囲を経て一方向に強制的に流す冷却水循環路（６）とを備えたガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置において、前記弁ホルダの先端部内に設けられて一端が前記燃料噴射弁よりも上流側の前記エンジン冷却路に連通する弁ホルダ冷却路（４４）と、前記燃料噴射弁よりも上流側の前記エンジン冷却路より圧力が低い前記冷却水循環路の低圧部と前記弁ホルダ冷却路の他端とを接続する接続路（４２，５３，５４，５６，５８）と、前記弁ホルダの前記先端部に設けられると共に前記噴孔からの前記液体燃料の噴射を許容しつつ前記燃料噴射弁のノズル先端部を覆う熱遮蔽キャップ（６２）とを具備したことを特徴とするガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
4. 前記冷却水循環路（６）は、前記燃料噴射弁（３２）の下流側にオリフィス（６０）を備え、前記接続路（４２，５３，５４，５６，５８）は、前記オリフィスの下流側にて前記冷却水循環路に接続されていることを特徴とする請求項１又は３に記載のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
5. 前記弁ホルダ冷却路（４４）は、前記一端と前記他端との間に前記遮蔽キャップ（６２）の近傍にて前記ノズル先端部を囲むように配設された環状部（４６）を有することを特徴とする請求項３又は４に記載のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
6. 前記弁ホルダ冷却路（４４）は、前記冷却水を前記環状部（４６）に導入する内円柱状の入口ポート（５０）と前記冷却水を前記環状部から排出させる内円柱状の出口ポート（５２）とを有し、前記入口ポート及び前記出口ポートは、前記弁ホルダ（３４）の軸心から放射状に穿設されていることを特徴とする請求項５に記載のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。
7. 前記エンジン冷却路（８）は、前記弁ホルダ（３４）を外側から囲む冷却ジャケット（４０）を有することを特徴とする請求項１，３，４，５，６のいずれかに記載のガスエンジン用パイロット燃料噴射弁の冷却装置。