JP2007507641A - 気体燃料式内燃機関におけるパイロット燃料の導入と燃焼制御の方法および手段 - Google Patents

Abstract

動作する気体燃料式内燃機関のピストン・シリンダ内にパイロット燃料を導入し、１組のエンジン・パラメータを監視し、１組のエンジン・パラメータから機関負荷および機関速度を決定し、気体燃料の第１の部分をシリンダ内に導入する方法および装置であって、気体燃料の第１の部分は、燃焼前に気体燃料と空気を含む実質的に均一の混合気を形成し、機関に関する過剰なノッキングを回避するため、パイロット燃料を導入する。第２の量の気体燃料が実質的に拡散燃料モードで燃焼するように加えられることも可能である。

Description

本発明は、パイロット燃料を気体燃料式内燃機関のシリンダに導入するための方法および装置に関する。より詳細には、本発明は機関のシリンダに気体燃料を導入し、気体燃料を着火させるためのパイロット燃料の導入のタイミングを調節し、導入された気体燃料の燃焼モードを制御するための方法および装置に関する。

内燃機関産業には、有害な機関排出物を低下させることによって環境への汚染を低減することへの要求が絶えず増加しつづけている。このような要求への１つの対応として、ディーゼル燃料の代わりに天然ガスを燃焼させるための（「ディーゼル」機関としても知られている）圧縮着火（ＣＩ）機関を適合させる研究が行われることになった。ディーゼル燃料と比べて、天然ガスは、比較的清浄に燃焼する燃料であり、ディーゼル燃料の代わりに天然ガスを使用すると窒素酸化物（ＮＯ_X）や粒子状物質（ＰＭ）の両方の排出レベルを低下させることができる。

ディーゼル燃料の代わりに天然ガスを使用するための公知の技術は、複式燃料運転(dual fuel operation)と呼ばれている。この方法では、天然ガスは、機関のシリンダ内に空気／天然ガス混合気を導入する前に、吸気と混合される（当分野でフュミゲーション(fumigation)と呼ばれる過程）。次いで、この混合気は、吸気行程中にピストン・シリンダ内に導入される。圧縮行程中では、混合気の圧力と温度が上昇する。圧縮行程の終了付近では、複式燃料機関は、空気と天然ガスの混合気を着火させるために少量のパイロット・ディーゼル燃料を噴射する。ディーゼル燃料の自己着火によって燃焼が誘発され、伝播燃焼モード(propagation combustion mode)がこうした状態の下で起こると考えられている。予混合された空気と天然ガスの給気を使用する１つの利点は、燃料と空気の比率を希薄にできることである。フュミゲーションを使用することにより、より低いＮＯ_X排出、より低いＰＭ、より高いサイクル効率の可能性を含む「希薄燃焼」運転の利点を実現することが可能である。

しかし、公知の複式燃料の方法には、少なくとも２つの欠点がある。高負荷機関運転条件においては１つの欠点が生じ、それは圧縮行程中のピストン・シリンダ内で温度と圧力が上昇すると、空気／天然ガスの混合気が「ノッキング」を起こしやすくなることである。ノッキングは、予混合された燃料／空気給気の制御されない自己着火である。ノッキングは機関を損傷させる可能性のある速い速度の燃料エネルギーの解放を生じさせる。ノッキングの危険を低減する対策には、ピストン行程の圧縮率を低下させること、または動力とトルク出力を制限することが含まれる。こうした対策は、機関のサイクル効率の低下に対応する減衰をもたらす（すなわち、各ピストン行程から相当する動力が得られない）。

公知の複式燃料の方法の第２の欠点は、低負荷の機関運転状態では、燃料と空気の混合気は希薄になりすぎて安定した予混合燃焼を保つことができず、それによって、不完全燃焼または失火することである。吸気流れは、予混合された燃焼を維持できる混合気を維持するためにスロットルで絞ることができるが、それはエンジン効率に悪影響を与える。

内燃機関でディーゼル燃料の代わりに気体燃料を使用する第２のタイプの機関は、「高圧直接噴射(high pressure direct injection)」機関と呼ばれることもある。上述の方法を使用する従来の複式燃料機関と同様に、高圧直接噴射機関で燃焼される燃料の大部分は気体であり、ＮＯ_XとＰＭの排出レベルに対して（ディーゼル燃料のみを燃焼している機関よりも優れた）改善をもたらす。さらに、高圧直接噴射機関は、相対する従来のディーゼル燃料機関と同じサイクル効率、動力、トルク出力を達成する可能性を有する。高圧直接噴射機関の根底にある動作原理は、２つの燃料が圧縮行程の終了付近でエンジン・シリンダ内に圧力下で噴射されることである。１つの方法によれば、少量の「パイロット燃料」（一般にはディーゼル）がシリンダ内に噴射され、その直後により多くの量の気体燃料が噴射される。パイロット燃料は、圧縮行程の終了においてシリンダ内の圧力と温度で容易に着火し、パイロット燃料の燃焼が気体燃料の燃焼を開始する。したがって、高圧直接噴射機関は一般に、ほんの僅かな気体燃料と空気の予混合を含み、または全く含まず、したがって気体燃料は、予混合燃焼モードでなく、「拡散」燃焼モードで燃焼する。

複式燃料インジェクタは高圧直接噴射燃焼を実行する手段を提供するのに使用される。複式インジェクタはパイロット燃料と気体燃料を別々に噴射できる。

従来の複式燃料モード動作よりも優れた高圧直接噴射機関の利点は、空気と気体燃料が予混合されず、気体燃料がパイロット燃料より先にシリンダに導入されないので、それらが高負荷状態の下でノッキングを起こしにくいことである。高圧直接噴射機関の別の利点は、機関をスロットルで絞る必要なしに、低負荷状態の下で動作できる能力である。

複式燃料と高圧直接噴射燃焼モードに加えて、ＨＣＣＩ燃焼モードが内燃機関で気体燃料に使用可能である。予混合圧縮着火(homogeneous charge compression ignition：ＨＣＣＩ）は、希薄燃焼の予混合燃焼モードをもたらす拡散燃焼モードの代替になるものである。試験的なＨＣＣＩ機関は一般に、機関のシリンダ内に燃料と空気の均一混合気を導入する。ある状態の下では、給気を圧縮加熱すると火炎伝播なしで予混合気の大部分にわたって着火することになり、この燃焼モードは、本明細書でＨＣＣＩとして定義される。ＨＣＣＩは、基本的に「制御されたノッキング」状態であり、その場合燃焼速度は、おもに化学反応速度論によって制御されている。したがって、ＨＣＣＩは、火炎伝播によって制御された燃焼モードとは異なるものである。火炎伝播燃焼モードでは、燃料と空気の均一混合気が火炎を継続するのに十分濃厚であり、ある点において着火される場合、火炎面は、着火点から形成され、進む。火炎伝播燃焼モードでは、燃焼速度は、燃料と空気の未燃焼混合気の火炎反応領域への移行性によって制限されている。

ＨＣＣＩ燃焼モードの１つの利点は、燃料と空気が混合された非常に薄い混合気が燃焼できることである。たとえば、０．１と０．５の間の当量比の燃料／空気がＨＣＣＩ燃焼モードで燃焼可能であり、同じ条件の下で伝播燃焼モードでの燃焼は不安定になり、それによって失火することになり、あるいは部分的な燃焼になる。ＨＣＣＩ燃焼モードにおいては、非常に希薄な状態の下で、ＮＯ_X形成率が、より一般的な希薄燃焼火炎伝播燃焼モードと比較して、実質的に低下できる。

ＨＣＣＩ機関では、（従来のディーゼル燃料機関と比べて）燃焼速度が非常に急速である可能性があり、それによって、高い機関サイクル効率になる。しかし、ＨＣＣＩ燃焼の欠点は、間接制御の方法のみが使用可能であるので、燃焼の開始と速度に対する直接制御が欠如することである。ＨＣＣＩの最近の研究では、ＨＣＣＩモード燃焼に対する主な制御戦略が、
（ａ）可変の吸気マニホルド温度（冷却された排気ガス再循環（ＥＧＲ）と吸気加熱）を使用すること、
（ｂ）残留性ガス・トラッピングを使用すること、
（ｃ）吸気マニホルド圧を制御すること、
（ｄ）予混合給気の燃料／空気の当量比を制御すること、
（ｅ）燃料のタイプと調合を制御すること、
（ｆ）可変圧縮比を使用すること、
（ｇ）燃焼速度を制御するためにＥＧＲ率を使用すること、
（ｈ）燃焼速度を制御するために給気内に水を加えること、を含むことが示される。

ＨＣＣＩ燃焼の別の欠点は、高負荷状態では、あまりにも急速に燃焼することによって、または非常に高いシリンダ内圧力を生じる燃焼速度によって、高い燃料／空気比率が機関に損傷を引き起こす可能性のあるＨＣＣＩ燃焼速度になる。ＨＣＣＩ燃焼に関する動作可能な範囲を拡張することは、過給、放熱率を低下させるためのＥＧＲの使用、ディーゼル燃料の後期噴射、圧縮比を変えること、圧縮行程の上死点付近での気体燃料の噴射によって、達成されてきた。その結果、同じ機関サイクルにおいて、２つの別の燃焼モードを用いることになった。ここでＨＣＣＩ−ＤＩ燃焼と呼ばれる２つ燃焼モード手法は、ＨＣＣＩ事象の低いＮＯ_Xと高い効率から利益を得ながら、機関の動作可能な動力範囲が拡張されるのを可能にする。

上記に論じたように、単体または拡散燃焼モードと組み合わせたＨＣＣＩ事象は、燃焼の開始を制御する手段を必要とする。高圧直接噴射機関に燃料を与えるために使用される２元式の燃料インジェクタの出現に伴って、パイロット燃料の使用を介して、１つの手段がＨＣＣＩ事象の開始を制御することが可能である。ここでは、ＨＣＣＩまたはＨＣＣＩ−ＤＩ機関でのＨＣＣＩ事象を制御するために、パイロット燃料を使用する手段に検討が加えられる。

動作する内燃機関のシリンダ内のパイロット燃料噴射を制御するための方法が提供される。

動作する内燃機関のシリンダ内にパイロット燃料を導入する方法が提供され、その機関はシリンダ内に配置されたピストンを有する。
この方法は、
（ａ）１組のエンジン・パラメータを監視するステップと、
（ｂ）その組のエンジン・パラメータから機関負荷と機関速度を決定するステップと、
（ｃ）シリンダ内に第１の量の第１の気体燃料と給気を導入するステップと、
（ｄ）ピストンが圧縮行程の上死点またはその付近にあるときパイロット燃料の量のパイロット燃料が着火するように、パイロット燃料タイミングでシリンダ内にそのパイロット燃料を導入するステップとを含み、そのパイロット・タイミングが機関の圧縮行程中の過剰なノッキング範囲を回避し、
第１の量、パイロット燃料の量、パイロット燃料タイミングは、機関負荷または機関速度に応答して制御可能であり、第１の量は、パイロット燃料の着火の前に燃料と空気の予混合気を形成する。

好ましい実施態様では、同じ機関サイクル内で過剰なノッキング範囲が圧縮行程中の上死点前５０度と３０度の間のクランク角である。

本方法はさらに、ピストンが上死点またはその付近にあるとき、燃焼室内に第２の量の第２の気体燃料を直接噴射するステップを含み、同じ機関サイクル内で第１の気体燃料が予混合燃焼モードに従って燃焼し、第２の気体燃料が実質的に拡散燃焼モードに従って燃焼する。

改善された効率と低減された排出に関して、好ましくは混合された燃焼モードは、予混合圧縮着火モードである。

機関は、２ストローク機関でもよいが、好ましくは４ストローク機関である。

第１の気体燃料は、シリンダ内に導入される前に給気と予混合される。

別の好ましい実施態様では、１組のエンジン・パラメータが好ましくは、機関速度、機関スロットル・ポジション、吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、排気ガス再循環流量と温度、シリンダ内への空気流量、圧縮比、吸気と排気バルブ・タイミング、シリンダ内へのノッキングの有無、機関の以前のサイクルから決定された燃焼の開始、放熱率、圧力トレースの１つのうちの少なくとも１つを含む。

方法の別の実施態様では、パイロット燃料タイミングは、ピストンが圧縮行程の上死点前１２０度のクランク角を通過した後である。

パイロット燃料の量は、機関の以前のサイクル中の気体燃料の燃焼の開始を推定するのに使用可能な信号に依存する。

方法はさらに、機関に関して低負荷動作モードと高負荷動作モードを識別するステップを含み、パイロット燃料タイミングが低負荷動作モードにおいて後期のタイミングであり、パイロット燃料タイミングが高負荷動作モードにおいて早期のタイミングである。

早期のタイミングは過剰ノッキング範囲の前であり、後期のタイミングは過剰なノッキング範囲の後である。方法はさらに、機関に関する移行動作モードを識別するステップを含み、機関が低負荷動作モードと高負荷動作モードとの間を移行する。移行動作モードは、機関の連続するサイクルの間にある過剰ノッキング範囲を飛び越すことによって後期のタイミングと早期のタイミングの間でパイロット・タイミングを移行させる。

移行動作モードは、機関のサイクル中に、過剰なノッキング範囲の前の第１のパイロット燃料噴射や、過剰なノッキング範囲の後の第２のパイロット燃料噴射の少なくとも２つのパイロット燃料噴射を含んでもよい。ノッキングが検出されると、パイロット燃料の量とパイロット燃料タイミングを同様に変更できる。

パイロット燃料は、第１の気体燃料と混合され、第１の気体燃料と共にシリンダ内に導入される。好ましくは、第第１、第２の気体燃料は、同じ気体燃料である。好ましいパイロット燃料は、ディーゼル燃料とジメチルエーテルを含む。

第１の気体燃料は好ましくは、天然ガス、液化石油ガス、バイオガス、埋立地ガス、水素ガスのうちの少なくとも１つである。

ピストンがその中に配置された少なくとも１つのシリンダを有する、動作する内燃機関のシリンダ内に燃料を導入するための装置が提供される。燃料は、主燃料と、その主燃料よりも大きな程度に自己着火可能なパイロット燃料とを含む。装置は、
（ａ）機関から運転データを収集する測定デバイスであって、機関速度を測定するタコメータと、スロットル・ポジションを決定するセンサとを備える測定デバイスと、
（ｂ）運転データを受け取り、１組の負荷状態を算出するためにそのデータを処理する電子制御ユニットであって、負荷状態の制御の組と、その負荷状態の制御の組に対する所定の動作モードとを記憶するメモリを備え、複数の所定の動作モードのうちの１つを選択するために、算出された負荷状態の組を負荷状態の制御の組と照合する電子制御ユニットと、
（ｃ）所定の動作モードと負荷状態の組に従って電子制御ユニットによって決定された時間と量において、主燃料をシリンダ内に導入するために、電子制御ユニットによって制御された主燃料導入システムと、
（ｄ）所定の動作モードと負荷状態の組を使用して電子制御ユニットによって決定された時間と量において、パイロット燃料をシリンダ内に導入するために、電子制御ユニットによって制御されたパイロット燃料噴射バルブとを備える。
所定の動作モードは、シリンダ内に燃料を導入する２つのステージを含む。主燃料の第１の部分は、パイロット燃料の燃焼の前に燃料／空気の予混合気を用意するために、第１のステージで導入され、パイロット燃料は第２のステージで導入され、制御装置とパイロット燃料噴射バルブは、パイロット燃料の導入に関して過剰なノッキング範囲を検出し回避することができる。

主燃料導入システムは、主燃料噴射バルブとパイロット燃料噴射バルブを備え、それらのバルブは好ましくは、主燃料とパイロット燃料のそれぞれを一方が他方と独立に噴射するように動作可能である複式燃料噴射バルブに一体化できる。

この装置はさらに、主燃料がシリンダに導入される前に吸気と混合できるように主燃料を空気導入路内に導入する空気導入システムと関連する補助噴射バルブを備えてもよい。好ましい実施態様では、空気導入路は空気導入マニホルドである。

本複式燃料噴射技術に関するさらなる利点は、図面を詳細な説明と共に検討すれば明らかになる。

好ましい方法では、少なくとも１つの往復式ピストンとそのピストンに関連したクランク・シャフトを有する４ストローク内燃機関のシリンダに燃料が噴射される。本開示では、シリンダ内のピストンの位置は、上死点（ＴＤＣ）の前または後のクランク角度を基準にして説明される。ピストンが上方向のストロークの終了点に達し、下方向のストロークを開始しようとするとき、ピストンはＴＤＣ（すなわち、ピストンがシリンダ・ヘッドにもっとも近いときの点）にある。

この方法は、たとえば天然ガス、プロパン、バイオガス、埋立地ガスまたは水素ガスなどの好ましくは気体燃料であるである主燃料を含む。この方法はさらに、主燃料の燃焼タイミングを制御する着火源を使用することを含む。この着火源は、たとえば主燃料よりも容易に自己着火するパイロット燃料、グロー・プラグ、スパーク・プラグ、またはその他の公知の着火デバイスなどの熱面着火源である。パイロット燃料が使用される場合、好ましい燃料は、従来のディーゼル燃料またはジメチルエーテルである。

図１は、２つの個別のステージでシリンダ２１０に主燃料を導入する好ましい方法を示し、その方法はさらに主燃料の燃焼を開始するパイロット燃料の導入を含む。示された実施形態では、第１のステージの間に導入された主燃料を吸気と混合し、実質的に均一希薄燃焼モードで燃焼させ、第２のステージの間に導入された主燃料を、実質的に拡散燃焼モードで燃焼する。

図１ａは、吸入バルブ２１１が開であり、排気バルブ２１２が閉である場合に、吸気行程中に噴射バルブ２１５を介して主燃料２１７ａをシリンダ２１０に導入する第１のステージを示す。図１ａでは、ピストン２１３は、下死点にあり、または噴射バルブ２１５から離れていくところにある。主燃料２１７ａはシリンダ２１０に導入され、そこで吸気と混合される。別の実施形態（図示されない）では、主燃料を導入する第１のステージが、ピストン２１３が下死点またはピストン２１３が噴射バルブ２１５に向かって移動し、吸気バルブ２１１が閉じられて、圧縮ストローク中にあるときに行われるようにタイミング調節されることも可能である。しかし、第１のステージの主燃料の導入を遅らせることは、主燃料２１７ａが吸気と混合する機会を減らす。したがって、第１のステージが圧縮行程中になされるようにタイミング調節される場合、ピストン２１３が下死点付近にある圧縮行程の初期の部分の間になされることが好ましい。

第１のステージの間に導入される主燃料の量はノッキングの可能性を低下させるために制限される。第１のステージの間に導入される主燃料の量は、非常に希薄な状態（すなわち、０．１０と０．５０の間の当量比）に限られるので、燃焼がＨＣＣＩ燃焼モードによって急速に起こることが予測される。圧縮行程の上死点付近で予混合気を着火させると、熱効率が高くなる。予混合燃焼の開始と速度に対する制御は、吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、ＥＧＲ率、ＥＧＲ温度、残留ガスのトラッピング・フラクション、圧縮比のうちの少なくとも１つを制御することによって達成される。好ましい方法では、こうしたパラメータのほとんどまたは全ては、ＨＣＣＩ燃焼モードによって予混合気の自己着火のタイミングを制御するために制御される。予混合された燃料と吸気は、希薄状態の下で燃焼するので、ＮＯ_X形成率は比較的小さい。

第１のステージで導入された主燃料の量は、ノッキングを防止するために制限されるので、追加の量の主燃料は、機関の負荷用件を満たすために第２のステージの間に導入される。好ましくは、主燃料の第２のステージの噴射は、図２ｃに示されるように上死点付近でなされる。図２ｃでは、ピストン２１３は、シリンダ２１０内での燃料の燃焼によって推進されて噴射バルブ２１５から離れてゆく。吸入バルブ２１１と排気バルブ２１２は両方とも、連続的な圧縮と動力行程中に閉鎖される。動力行程の後期に追加の燃料を導入することは、それがより早く加えられた場合よりも機関動力出力に対する寄与がより少なくなるので、好ましくは、第２のステージは、圧縮行程の後期または動力行程の初期の間になされる。主燃料導入の第２ステージは、ピストン２１３に接続されたクランク・シャフトが、ピストン２１３が動力行程の開始においてＴＤＣのところにあった点を越えて５０度より多く回転される前に完了することが好ましい。

第２のステージの主燃料２１７ｂは、圧縮行程の終了付近または動力行程の初期の間に導入されるので、着火前にシリンダ２１０内で空気と完全に混合する機会がない。その結果、第２のステージの主燃料２１７ｂは、実質的に拡散燃焼モードで燃焼する。第１のステージの主燃料２１７ａの量は、機関のノック限界によって制限されるので、機関動力出力は、第２のステージの間に導入される主燃料２１７ｂの量を調整することによって高負荷状態の下で制御される。

図１ｂは、ピストン２１３が圧縮行程中に噴射バルブ２１５に向かって移動しているときのパイロット燃料２１８の導入を示す。吸気バルブ２１１と排気バルブ２１２は両方とも閉鎖される。パイロット燃料タイミングは、噴射されるパイロット燃料の量が、シリンダ内で実質的に均一の吸気を形成するように、吸気行程中または圧縮行程の初期に設定することが可能である。このように予混合された場合の下では、パイロット燃料は、ヒュミゲートされた（ｆｕｍｉｇａｔｅｄ）吸気の自己着火特性を修正するように作用する。パイロット燃料の量が増加されると、自己着火特性により大きく影響する。その結果、燃焼の開始は、噴射されるパイロット燃料の量に依存する。すなわち、パイロット燃料の量を増加させることにより、燃焼の開始が早まる。しかし、こうしたパイロット予混合状態の下では、燃焼の開始におけるサイクル間の変動が大きくなる可能性がある。また、給気の大部分の特性を修正するのに必要なパイロット燃料の量は比較的多くなる（パイロット燃料が気体燃料よりも高価である傾向にあるので、これは望ましくない可能性がある）。

別の実施形態では、パイロット燃料は、ピストン２１３がＴＤＣ付近にあるとき、シリンダ内に２１０に噴射できる。ここで、燃焼室内の温度と圧力は、パイロット燃料が、燃焼室内への噴射のすぐ後に自己着火するようになっている。パイロット・タイミングが早まると、燃焼の開始がほぼ比例して早まる。たとえば、パイロット・タイミングが上死点前でｙからｙ−５度に５度だけ進角すると、燃焼の開始がＴＤＣ前でｘから約ｘ−５度に進角する。しかし一般には、燃焼の開始をＴＤＣ前の２５度の後に維持することが好ましいことに留意されたい。そうでないと、シリンダ内の過剰なノッキングが起こる。したがって、後期のパイロット・タイミングは、ＴＤＣ前の２５度前に燃焼が開始することになる点を越えて進角させるべきではない。この範囲を定量化するには、後期のパイロット・タイミング範囲は、ＴＤＣ前の３５度の後にすべきである。しかし、後期のパイロット・タイミングの範囲制限は、ほとんどの部分がインジェクタの設計、噴射されるパイロット燃料の量、予混合された気体燃料の量に依存することに留意されたい。この後期パイロット燃料噴射の実施形態では、パイロット燃料は、実質的に拡散燃焼モードで燃焼し、それは均一パイロット燃料の場合と比較してより高い（おそらく粒子状である）ＮＯ_X形成率をもたらす。

別の手法は、パイロット燃料と主燃料と空気との予混合された層状の給気が、シリンダ２１０内で形成されるように、パイロット燃料を中間時に噴射することである。好ましい方法では、層状の吸気が、パイロット・プルーム（pilot plume）内でパイロット燃料と主燃料の総量に対して全体的に希薄である。パイロット燃料プルームが着火するとき、パイロット燃料２１８とパイロット・プルーム内に閉じ込められた主燃料は両方とも燃焼する。パイロット・プルームの外側でヒュミゲートされた給気の残りは、（好ましい）圧縮と対流の加熱、または（本方法を実施する場合に給気が希薄になる傾向にあるが、その場合に起こりそうにない）火炎が伝播できるようにすることによって着火する。どちらの場合にも、予混合気の燃焼の開始に対する制御は、層状のパイロット燃料プルームを燃焼することによって制御できる。パイロット・プルームは全体的に希薄であるので、ＮＯ_X形成率に対する希薄燃焼の利点は、パイロット・プルームにおいて実現される。

パイロット・プルームは給気全体を包含しないので、予混合層状パイロット燃焼モードのさらなる利益は、必要とされるパイロット燃料の量が早期のパイロット燃料噴射に対して低減されることである（これは、パイロット燃料が一般に気体燃料より高価であるので、利点となる）。好ましくは、パイロット燃料の量は一般に、エネルギー基調で全体の燃料の量の約１０％より少ない平均を示し、それに伴って、主燃料２１７ａ、２１７ｂが均衡をもたらす。特定の動作状態では、パイロット燃料２１８の量は、全体の燃料の量の１０％より多く、またはそれより少なくすることが可能である。

好ましくは、層状の給気の着火は、ピストン２１３が圧縮行程の上死点に達するおよその時間と調和される。燃焼の開始は、パイロット燃料の量と噴射時間の両方に依存する。たとえば、パイロット燃料の量が一定であるがパイロット燃料噴射タイミングが変更できる場合を考慮されたい。パイロット燃料噴射タイミングが早まると、パイロット燃料が給気内に混合するのにより多くの時間を要する。パイロット燃料濃度がより希薄な場合、ヒュミゲートされた給気の自己着火特性に対する影響がより少なくなる（均一パイロット燃料の燃焼に関する上記の議論を想起されたい）。したがって、燃焼の開始はより遅れる。

次に、パイロット・タイミングが固定されたままで、パイロット燃料の量が増加された場合を考慮されたい。ここでは、パイロット・プルーム内のパイロット燃料の濃度が増加し、それによってヒュミゲートされた給気の自己着火特性に対してより大きく影響することになる。燃焼の開始が早まる。

同様に、上死点付近で着火する予混合された層状のパイロット・プルームと関連する好ましいパイロット・タイミングの可能な範囲に制限が加えられる。ここでは、パイロット・タイミングはあまりにも遅くされると、望ましくない早期の燃焼の開始になる可能性がある。これは、望ましくない過剰なノッキングを起こすおそれがある。さらに、予混合する時間が限られるため、パイロット燃料の燃焼が、好ましいよりも濃厚なパイロット・プルーム領域と関連する可能性があり、より高いＮＯ_X形成率とおそらくより高い粒子形成率になる。好ましくは、パイロット・タイミングは、ＴＤＣ前の５０度より前に遅角されない。ここでも同様に、この範囲は、大部分がインジェクタ設計、噴射されるパイロット燃料の量、予混合された気体燃料の量に依存する。

一方で、パイロット・プルームの所望の層状化を維持するために、パイロット・タイミングをＴＤＣ前１２０度を超えて進角させないことが好ましい。

全体的に、好ましい予混合層状パイロット燃料モードで動作している場合、パイロット・タイミングの範囲は、ＴＤＣ前の１２０から５０度に制限される。後期の、拡散パイロット燃料モードで動作している場合、パイロット・タイミングは、ＴＤＣ前３５度よりも遅角されるように特定される。

パイロット燃料は好ましくは、ＴＤＣ前１２０度と５０度の間のクランク角、またはＴＤＣ前３０度と１０度の間のクランク角でシリンダ２１０に導入される。ＴＤＣ前（多くの機関に関して）の約３０度と５０度の間のクランク角に一般に見られるこの範囲は、過剰ノッキング範囲と呼ばれている。最適のパイロット燃料噴射タイミングは、機関の速度と負荷条件に伴って変わる可能性がある。パイロット燃料の量とタイミングは同様に、ノッキングが検出されると調整できる。

同じ過剰なノッキング範囲が、ＨＣＣＩ燃焼モードのみに存在することに留意されたい。すなわち、気体燃料が燃焼の開始より前に給気と実質的に予混合される場合、直接噴射される燃料がなく、パイロット燃料タイミングに対して同じ制約が存在する。

同様に、ＴＤＣ前の５０度のクランク角より前、またはＴＤＣ前３０度のクランク角より後にパイロット燃料を噴射することが好ましいことが見いだされている。パイロット燃料噴射を回避するべきクランク角度の範囲がある。機関の動作を、後期サイクル・パイロット燃料噴射から早期サイクル・パイロット燃料噴射に制御装置が動かしている、機関の移行期間中に検討される必要がある。

一例として、機関の始動中、または吸気特性がＨＣＣＩ燃焼に対して寄与しないで（たとえば、場合により低負荷状態または低い速度で）機関が動作している場合である。こうした条件の下では、主燃料の着火をよりよく制御するために、後期のパイロット燃料噴射を使用することが好ましいであろう。しかし、（ピストンがＴＤＣ付近にあるとき）後期のパイロット燃料噴射を使用することは、より早期のパイロット燃料噴射と比較して、排出が犠牲になる可能性がある。パイロット燃料の後期噴射の利益は、着火がいつ起こるかについての不確定な状態をなくすことである。しかし、上述のように、エンジン・マップのその他の領域で、より早期のサイクル・パイロット燃料噴射を使用することが望ましい。したがって、後期のサイクルのパイロット燃料噴射と早期のサイクルのパイロット燃料噴射との間で移行する場合、制御において上死点前の約５０度から３０度の間のクランク角範囲が回避されるべきである。インジェクタは好ましくは、ＴＤＣ前５０度から３０度のクランク角領域にわたって移行せずに、（ＴＤＣの３０度以内の）後期のパイロット燃料噴射から（ＴＤＣ前５０度のクランク角前の）早期のパイロット燃料噴射への移行を可能にする。好ましい方法は、２つのパイロット噴射を同時に使用し、次いで早期のパイロット噴射を単独に使用して安定した燃焼制御が実行された後に、後期のパイロットを止めることである。

図１ｃに示されるように、ピストン２１３が上死点付近にあるとき、主燃料２１７ｂの噴射の第２のステージが行われる。主燃料２１７ｂが、圧縮行程の終了において、または動力行程の初期に導入されるので、シリンダ２１０内の空気と完全に混合する機会を有していない。したがって、第２のステージの主燃料２１７ｂは、実質的に燃焼の拡散モードで燃焼する。パイロット・プルーム内のほとんどの燃料や予混合された給気の一部分は、第２のステージの主燃料の導入のときまでに燃焼されるので、噴射された主燃料２１７ｂは空気とかなりの量の燃焼生成物と混合する。酸素ポテンシャルが低下するので、ＮＯ_X形成率は低下する可能性がある。

第１のステージの燃料２１７ａの量は、機関のノック制限によって制限されるので、機関の動力出力は、第２のステージの主燃料２１７ｂの量を調整することによって高い負荷状態の下に制御される。

第２のステージの燃料２１７ｂは、複数の噴射パルスで噴射できる。パイロット燃料が使用される場合、第２のステージの燃料２１７ｂの一部分は、均一の給気を着火させるのを助けるためにパイロット燃料２１８と共に燃焼するように、シリンダ２１０内に噴射させられる。第２のステージのタイミングと量は、ノッキングを防止するために、吸気マニホルドの温度と圧力に影響するように、またはＨＣＣＩ燃焼に寄与する状態に貢献するように操作できる。

図２は、気体の主燃料の燃焼を開始するパイロット燃料を使用するエンジンの制御論理図を示す。測定サブシステム５０１は、現在動作している状態に関するデータを収集するのに使用できる。好ましい実施形態では、測定サブシステム５０１は、スロットル・ポジション、機関速度、その他の運転パラメータに関するデータを収集し、このデータを電子制御ユニット（ＥＣＵ）に送る。ＥＣＵは、個別の独立になった要素またはユニットである必要はないが、たとえば機関運転データ測定デバイスなどの他の要素と一体化できる。測定サブシステム５０１は、任意で吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、吸気流れ、外部ＥＧＲ流れ、外部ＥＧＲ温度、排気バルブと吸気バルブのタイミング、圧縮比、ノッキングの発生を示す情報、燃焼の開始を示す情報、放熱率を示す情報、シリンダ内圧を示す情報など追加のデータを提供できる。

ＥＣＵは好ましくは、測定サブシステム５０１からデータを受け取り、そのデータを記録しあるいは使用して、
（ａ）現在の機関速度
（ｂ）現在の空気流れ（Ａ）
（ｃ）現在の外部ＥＧＲ流れと速度（Ｔ_EGR）
（ｄ）現在の吸気マニホルド給気温度（ＩＭＴ）
（ｅ）現在の残留ガス・フラクション・トラッピング（fraction trapping）（排気および吸気バルブ・タイミングから計算可能である）
（ｆ）現在の圧縮比（ＣＲ）、
（ｇ）現在の吸気マニホルド圧（ＩＭＰ）
（ｈ）現在の燃焼の開始
（ｉ）現在の放熱率
（ｊ）現在のシリンダ内圧、を計算する。

ステップ５０２でＥＣＵは、たとえば要求された情報を記憶する参照テーブルを参照することによって、所望の制御パラメータを決定する。たとえば、所与の速度と負荷状態に関して、参照テーブルには、較正された吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、圧縮比、残留ガス・フラクション・トラッピング、吸気バルブと排気バルブのタイミング、ＥＧＲ流れ、ＥＧＲ温度、早期に噴射する主燃料の量、第２のステージで噴射するための主燃料タイミングと量に関する情報が含まれる。較正された値にするための適切な処置がとられる。たとえば、ＥＧＲ流れが低すぎる場合、ＥＧＲ流れが増加される。

本方法では、吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、圧縮比、残留ガス・トラッピング、吸気バルブと排気バルブのタイミング、ＥＧＲ流れ、ＥＧＲ温度、第１と第２のステージで噴射されるパイロット燃料と主燃料の量の値は、エンジン動作がＮＯ_XとＰＭレベルを可能な限り低く保ち、同時にノッキングの発生を防止しながら、一般に高いサイクル効率を維持することを考慮して決定される、較正された値を照合して動作するように選択される。

ＥＣＵは、ノッキングが起こっているか否かを示す測定サブシステム５０１からデータを受けることもできる。ステップ５０３でＥＣＵがノッキングを検出すると、さらなるノッキングを防止するためにパラメータを調整するように、ステップ５０４で適切な制御の処置がとられる。たとえば、初期に噴射される主燃料の量が低減され、またはパイロット燃料の量もしくはタイミングが調整され、それに伴って上死点付近の第２のステージで噴射される主燃料の量が対応して増加する。さらに、あるいは別の処置においては、参照テーブルに記述された、所定の修正処置に基づいて、たとえばＥＣＵは、以下の
（ａ）圧縮比を低下させる
（ｂ）吸気弁の閉鎖を遅らせる
（ｃ）ＩＭＴを低減する
（ｄ）ヒュミゲートされた当量比を低下させる
（ｅ）外部ＥＧＲ率、のうちの１つまたは複数を行うことを選択できる。

ノッキングがさらに起こるのを防止するため、ステップ５０５においてＥＣＵは、そのメモリに記憶された値を再較正して、ノック限界に関する値を再較正することができる。

ステップ５０６において、ＥＣＵは最後に、ステップ５０２で決定された参照テーブル値とステップ５０４でなされた調整を考慮に入れた後、機関動作パラメータを設定する。こうしたパラメータには好ましくは、以下のうちの１つまたは複数が含まれる。
（ａ）第１のステージの気体燃料の流れ
（ｂ）第１のステージの気体燃料のタイミング
（ｃ）吸気マニホルド温度
（ｄ）吸気マニホルド圧
（ｅ）吸気バルブ・タイミング
（ｆ）排気バルブ・タイミング
（ｇ）外部ＥＧＲ流れおよび／または残留ガス・トラッピング
（ｈ）圧縮比
（ｉ）第２のステージの気体燃料の量
（ｊ）第２のステージの気体燃料タイミング
（ｋ）パイロット燃料タイミング
（ｌ）パイロット燃料の量

図２の方法に対応する放熱率曲線の例が図３に描かれている。この図では、ＴＤＣに対するクランク角度に対して放熱率がプロットされている。パイロット・プルーム燃焼がＴＤＣ付近の（好ましくはＴＤＣの前または後２０度の間の範囲内の）クランク角度Ｘで開始する。予混合気は、そのすぐ後に急速に燃焼を開始する。実質的に、予混合気の全ては、ＴＤＣの後のクランク角度Ｙで最高に達する、比較的高い放熱率によって示されるような、上死点後の最初の１０〜２０クランク角度内で燃焼する。希薄予混合気の燃焼中に生成されるＮＯ_Xは、ほんのわずかであることが予測される。上述のように、予混合気燃焼の開始のタイミングは、吸気マニホルド温度、早期に噴射される主燃料の量、吸気マニホルド圧、外部ＥＧＲ率、残留ガス・トラッピング、３ステージで噴射される主燃料の量とパイロット燃料の量のタイミングと量、のうちの少なくとも１つ、おそらくは数個の上記のパラメータによって制御される。予混合気の燃料／空気比率は、ノッキングと圧力によって制限される（すなわち、燃料／空気比率が濃厚すぎる場合、ノッキングが発生する可能性があり、あるいは最高シリンダ内圧力の限界を超える可能性がある）。主燃料噴射の第２のステージは、圧縮行程の上死点付近でなされるようにタイミングを調整される。第２のステージの間に導入された主燃料の部分はＴＤＣ付近でも燃焼し、クランク角度Ｙにおいての放熱率に寄与する。しかし、このステージの間に噴射される燃料は、実質的にクランク角度ＹとＺの間の曲線部分に対して寄与する拡散燃焼モードで燃焼する。好ましくは、第２のステージの間の主燃料の噴射は、高いサイクル効率を維持するために圧縮ストロークのＴＤＣ後の３０クランク角度より前に完了する。

パイロット燃料が燃焼を開始するのを補助するために使用される、制御戦略のさらなる実施形態には、機関のサイクル中の燃焼室内の圧力を示す履歴データを使用する閉ループ制御が含まれる。このデータは、機関の現在のサイクルでの燃焼の開始の制御を助けるこの情報を使用して、以前のサイクルでの燃焼ステージあるいは燃焼の開始（ＳＯＣ）を推定するのに使用できる。一例として、圧力または温度を測定する燃焼室と連絡するセンサ、歪みゲージ、ノックセンサまたは加速度計が、圧力または温度を示す信号を提供するのに使用可能であり、さらにＳＯＣを推定するのに使用できる。

ＳＯＣを推定する手段の例は、燃焼前信号と燃焼後信号の間の比率を使用し、この比率とＳＯＣの間の所定の較正された関係に基づいてこの予測されたＳＯＣを相互に関連づける。すなわち、クランク角Ａは燃焼の開始より前の圧縮行程中に選択される。この圧力表示の信号は好ましくは、測定された信号に固有のノイズに対する信号の比率を最大にするのを助けるために、（ペギング・ルーティーン（pegging routine）が加えられることが期待される下死点などのタイミングでのベースラインの圧力表示信号と比べて）比較的高くするべきである。したがって、Ａが圧縮行程の後期のクランク角において記録されることが有益であるが、Ａが燃焼の開始より前のクランク角で記録されることが非常に望ましい。

クランク角Ｂは好ましくは、シリンダ圧力表示の信号の最高点付近で選択される。着火後センサ信号がシリンダ圧力表示の信号においての最高点付近で選択され、したがって一般に、燃料／空気の予混合気の燃焼中に選択されることが好ましい。しかし、いかなる場合にも、着火後センサ信号が動力行程中に提供される限り、ＳＯＣの推定がなされ得ることが期待される。

詳述された例の方法の各ステップを検討すると、以下の式が、ＳＯＣを決定するのに使用される関係を与える。
ＳＯＣ_est＝Ｋ₁Ｐ_ratio＋Ｋ₂ １
上式で

また、Ｐ（Ａ）とＰ（Ｂ）は、クランク角位置Ａ、Ｂにおいての圧力を表示する測定値（またはより具体的にはセンサ測定値）である。

定数Ｋ₁とＫ₂は、ＳＯＣ_est対Ｐ_ratioの線形の関係に基づいて機関に対してあらかじめ定められる。

ＳＯＣが推定された後に燃焼ステージが制御可能になり、サイクル間または動作の短い範囲にわたりパイロット燃料の量を調整することによって、パイロット燃料が使用され、ある程度の層状化が可能になる。

本明細書では、用語「スロットルで絞る」または「スロットル・ポジション」は一般的な意味において、機関に対する負荷要求を表すために使用されてきた。一般に、そのような負荷要求は使用者によって設定され、（車両の機関の場合の）フットペダル位置、または（エネルギー発生機関の場合の）所定の負荷要求であることができる。一般に、使用者が負荷要求を設定できる多くの方法が存在し、（本出願で使用される）用語「スロットルで絞る」は、この一般的な意味で理解すべきである。

この開示は、４ストローク機関を参照した方法と装置の好ましい実施形態を説明するが、当分野の技術者は、同じ方法が２ストローク機関にも適用できることを理解するであろう。同様に、添付の図面は、燃料の着火を助けるグロー・プラグまたはスパーク・プラグを備える機関を例示しないが、そのようなデバイスを備える機関およびその各構成は、当分野の技術者に公知である。

上記に述べた開示に照らして、当分野の技術者には明らかになるように、本発明の実施においてその趣旨および範囲から逸脱せずに多くの変形形態および変更形態が可能である。したがって、添付の特許請求の範囲によって定義される本質に従って本発明の範囲が解釈される。

パイロット燃料によるシリンダ内への燃料の順次の噴射を示す、図１ａ、１ｂ、１ｃを備える機関シリンダの部分断面図である。 図１ａ：吸気行程中にシリンダ内に噴射される主燃料の一部分を表す図である。 図１ｂ：圧縮行程中のパイロット燃料の噴射を表す図である。 図１ｃ：圧縮行程の上死点付近で噴射される主燃料の残余分を表す図である。 開示の方法を実施する電子制御ユニットによって使用される可能性のある論理の例を示す制御論理図である。 ＨＣＣＩモードと拡散モードの燃焼過程と関連する放熱率を表す図である。

Claims (24)

1. 動作する内燃機関のシリンダ内にパイロット燃料を導入する方法であって、前記機関がシリンダ内に配置されたピストンを有し、
   （ａ）１組のエンジン・パラメータを監視するステップと、
   （ｂ）前記組のエンジン・パラメータから機関負荷と機関速度を決定するステップと、
   （ｂ）前記シリンダ内に第１の量の第１の気体燃料を導入し、給気を前記シリンダ内に導入するステップと、
   （ｃ）パイロット燃料タイミングで、前記ピストンが圧縮行程の上死点またはその付近にあるときパイロット燃料の量が着火するように、前記パイロット燃料タイミングで前記シリンダ内に前記パイロット燃料を導入するステップとを含み、前記パイロット・タイミングが前記機関の圧縮行程中の過剰なノッキング範囲を回避し、
   前記第１の量、前記パイロット燃料の量、前記パイロット燃料タイミングは、機関負荷または機関速度の少なくとも１つに応答して制御可能であり、前記第１の量は、前記パイロット燃料の着火の前に燃料と空気の予混合気を形成する方法。
2. 前記過剰なノッキング範囲が、前記圧縮行程中の上死点前５０度と３０度の間のクランク角である請求項１に記載の方法。
3. 前記ピストンが上死点またはその付近にあるとき、前記燃焼室内に第２の量の第２の気体燃料を直接噴射するステップをさらに含み、同じ機関サイクル内で前記第１の気体燃料が予混合燃焼モードに従って燃焼し、前記第２の気体燃料が実質的に拡散燃焼モードに従って燃焼する請求項１に記載の方法。
4. 前記予混合された燃焼モードが予混合圧縮着火モードである請求項３に記載の方法。
5. 前記機関が４ストローク機関である請求項１に記載の方法。
6. 前記第１の気体燃料が、前記シリンダ内に導入される前に前記給気と予混合される請求項１に記載の方法。
7. 前記組のエンジン・パラメータが、機関速度、機関スロットル・ポジション、吸気マニホルド温度、吸気マニホルド圧、排気ガス再循環流の量と速度、前記シリンダ内への空気流量、圧縮比、吸気バルブと排気バルブのタイミング、前記シリンダ内でのノッキングの有無、前記機関の以前のサイクルから決定された燃焼の開始、放熱率、圧力トレースの１つのうちの少なくとも１つを含む請求項１に記載の方法。
8. 前記パイロット燃料タイミングが、前記ピストンが圧縮行程の上死点前１２０度のクランク角を通過した後である請求項２に記載の方法。
9. 前記パイロット燃料の前記量が、前記機関の以前のサイクル中の前記気体燃料の燃焼の開始を推定するのに使用可能な信号に依存する請求項１に記載の方法。
10. 前記機関に関して低負荷動作モードと高負荷動作モードを識別するステップをさらに含み、前記パイロット燃料タイミングが前記低負荷動作モードにおいて後期のタイミングであり、前記パイロット燃料タイミングが前記高負荷動作モードにおいて早期のタイミングである請求項１に記載の方法。
11. 前記早期のタイミングが前記過剰ノッキング範囲の前であり、前記後期のタイミングが前記過剰なノッキング範囲の後である請求項１０に記載の方法。
12. 前記機関に関する移行動作モードを識別するステップをさらに含み、前記機関が前記低負荷動作モードと前記高負荷動作モードとの間を移行する請求項１１に記載の方法。
13. 前記移行動作モードが、前記機関の連続するサイクルの間にある前記過剰ノッキング範囲を飛び越すことによって前記後期のタイミングと前記早期のタイミングの間で前記パイロット・タイミングを移行させる請求項１２に記載の方法。
14. 前記移行動作モードが、前記機関のサイクル中に、前記過剰なノッキング範囲の前の第１のパイロット燃料噴射と前記過剰なノッキング範囲の後の第２のパイロット燃料噴射との少なくとも２つのパイロット燃料噴射を含むことができる請求項１２に記載の方法。
15. ノッキングが検出されると、前記パイロット燃料の量とパイロット燃料タイミングのうちの少なくとも１つを変更するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
16. 前記パイロット燃料は、ディーゼル燃料とジメチルエーテルからなる群から選択される請求項１に記載の方法。
17. 前記パイロット燃料が、前記第１の気体燃料と混合され、前記第１の気体燃料と共に前記シリンダ内に導入される請求項１に記載の方法。
18. 前記第１と第２の気体燃料は同じ気体燃料である請求項３に記載の方法。
19. 前記第１の気体燃料が、天然ガス、液化石油ガス、バイオガス、埋立地ガス、水素ガスのうちの少なくとも１つ含む請求項１に記載の方法。
20. ピストンがその中に配置された少なくとも１つのシリンダを有する、動作する内燃機関のシリンダ内に燃料を導入するための装置であって、前記燃料が主燃料と前記主燃料よりも大きく自己着火しやすいパイロット燃料を含み、前記装置が、
    （ａ）前記機関から運転データを収集する測定デバイスであって、機関速度を測定するタコメータと、スロットル・ポジションを決定するセンサとを備える測定デバイスと、
    （ｂ）前記運転データを受け取り、１組の負荷状態を算出するために前記データを処理する電子制御ユニットであって、負荷状態の制御の組、前記負荷状態の制御の組に対する所定の動作モードを記憶するメモリを備え、複数の所定の動作モードのうちの１つを選択するために、前記算出された負荷状態の組を負荷状態の制御の組と照合する電子制御ユニットと、
    （ｃ）前記所定の動作モードと前記負荷状態の組に従って前記電子制御ユニットによって決定された時間と量において、前記主燃料を前記シリンダ内に導入するために、前記電子制御ユニットによって制御された主燃料導入システムと、
    （ｄ）前記所定の動作モードと前記負荷状態の組を使用して前記電子制御ユニットによって決定された時間と量において、前記パイロット燃料を前記シリンダ内に導入するために、前記電子制御ユニットによって制御されたパイロット燃料噴射バルブとを備え、
    前記所定の動作モードが、前記シリンダ内に燃料を導入する２つのステージを含み、前記主燃料の第１の部分が、前記パイロット燃料の燃焼の前に燃料／空気の予混合気を用意するために、第１のステージで導入され、前記パイロット燃料が第２のステージで導入され、前記制御装置および前記パイロット燃料噴射バルブが、前記パイロット燃料の導入に関して過剰なノッキング範囲を検出し回避することができる。
21. 前記主燃料導入システムが主燃料噴射バルブを備える請求項２０に記載の装置。
22. 前記主燃料噴射バルブと前記パイロット燃料噴射バルブが、前記主燃料と前記パイロット燃料のそれぞれを一方が他方と独立に噴射するように動作可能である複式燃料噴射バルブに一体化できる請求項２１に記載の装置。
23. 前記主燃料導入システムが、前記シリンダに前記主燃料が導入される前に吸気と混合できるように前記主燃料を空気導入路内に導入する空気導入システムと関連する補助噴射バルブを備える請求項２０に記載の装置。
24. 前記空気導入路は空気導入マニホルドである請求項２３に記載の装置。

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