JP2012007487A - 内燃機関における燃料噴射制御装置 - Google Patents

Abstract

【課題】エンジンの始動時における実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれを低減する。
【解決手段】制御コンピュータＣは、シグナルロータ３１の回転に伴って出力されるパルスを用いて、エンジン回転数を算出する。制御コンピュータＣは、圧縮行程中の期間（θ１，θ２）での平均のエンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を算出する。制御コンピュータＣは、エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を用いて、基本噴射角度Ｐθ，Ｍθにおける換算用エンジン回転数を算出する。そして、制御コンピュータＣは、換算用エンジン回転数を用いて余り角度ΔΘｐ，ΔΘｍを余り時間ΔＴｐ，ΔＴｍに換算する。
【選択図】図２

Description

本発明は、内燃機関の気筒内で燃焼される燃料を噴射する燃料噴射手段と、前記燃料噴射手段から燃料を噴射する噴射タイミングを制御する制御手段とを備えた内燃機関における燃料噴射制御装置に関する。

例えば、特許文献１に開示のように、内燃機関では、クランク軸に取り付けられた磁性体製の歯付きロータ（シグナルロータ）とマグネットピックアップコイルとを組み合わせてクランク角度を検出するクランク角度センサを用いるのが一般的である。

通常、燃料の噴射開始タイミングは、先ず、所定のクランク角度として設定される。次に、そのクランク角度は、基準となる歯部、及びその基準となる歯部の検出信号が検出された後に必要となる所定時間に変換される。実行時には、マグネットピックアップコイルによって基準の歯部が検出されてから、時間計測手段により所定時間が経過したことが確認された時点で燃料の噴射が開始される。

上記した所定時間の算出は、基準となる歯部より前の或る隣り合う２つの歯部の検出信号の時間幅から求められるクランク軸の回転速度が現在のクランク軸の回転速度であると見なすことによって算出される。

具体的には、或る隣り合う２つの歯部の検出信号の時間幅が短い場合には、クランク軸の回転速度が速く、所定のクランク角度を回転するのに必要な時間が短くなることから、基準となる歯部の検出信号が検出されてから燃料の噴射が開始されるまでの所定時間も短くなる。逆に、前記の時間幅が長い場合には、クランク軸の回転速度が遅く、所定のクランク角度を回転するのに必要な時間が長くなることから、基準となる歯部の検出信号が検出されてから燃料の噴射が開始されるまでの所定時間も長くなる。

特許文献１では、電子制御ユニットがエンジン運転状態に基づいて所定の噴射開始時期を決定し、該噴射開始時期直前の回転パルスと、該回転パルス発生から前記噴射開始時期までの余り角とを決定すると共に、該余り角を時間換算して余り時間（前記の所定時間）として設定している。

さらに、電子制御ユニットは、所定期間毎に複数の回転パルス間隔に基づく平均回転速度を算出し、前記噴射開始時期直前に算出された今回の平均回転速度と、その前回の平均回転速度との差に基づいて、余り時間を補正する。

特開２００１−１２２８７号公報

しかし、エンジンの圧縮行程ではエンジン回転速度が変化し、ピストンが上死点に近づくにつれてエンジン回転速度が遅くなる。このような変化は、エンジンの始動時に特に大きい。そのため、特許文献１に開示のような補正を行なったとしても、エンジンの始動時には、実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれが大きくなってしまうという問題が生じる。

本発明は、エンジンの始動時における実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれを低減することを目的とする。

本発明は、内燃機関の複数の気筒内で燃焼される燃料を噴射する燃料噴射手段と、複数の歯部を有するシグナルロータを用いたクランク角度検出手段と、前記クランク角度検出手段から出力されるパルスを用いて前記内燃機関の回転速度を算出する回転速度算出手段と、燃料の基本噴射角度を基準パルスと余り角度に対応する余り時間とに換算すると共に、前記基準パルスの出力時点からの時間経過が前記余り時間に達した時点を燃料の噴射開始タイミングとして、前記燃料噴射手段に燃料の噴射を開始させる制御手段とを備えた内燃機関における燃料噴射制御装置を対象とし、請求項１の発明では、前記内燃機関が始動モードであるか否かを判定する始動モード判定手段を備え、前記回転速度算出手段は、前記内燃機関が前記始動モードである場合には、前記気筒における同一サイクルの圧縮行程において複数の代表回転速度を算出し、前記制御手段は、前記複数の代表回転速度を用いて、前記基本噴射角度における前記内燃機関の回転速度を算出して換算用回転速度として設定すると共に、前記換算用回転速度を用いて前記余り角度を前記余り時間に換算する。

圧縮行程における複数のエンジン回転速度の情報を用いて換算用回転速度が算出されるため、精度の高い換算用回転速度の情報が得られる。精度の高い換算用回転速度の情報を用いて余り角度が余り時間に換算されるため、精度の高い余り時間の情報が得られる。このような余り時間を用いた燃料噴射制御では、回転速度変動が特に大きいエンジンの始動時における実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれが低減される。

好適な例では、前記複数の代表回転速度は、２つである。
２つの代表内燃機関の回転速度の情報を用いる制御は、換算用回転速度の情報を簡易に得る上で好ましい。

好適な例では、前記制御手段は、前記２つの代表回転速度を用いて生成された一次関数から予測回転速度を算出すると共に、クランク角度を変数とする予め設定された補正係数マップを用いて、前記基本噴射角度に対する補正係数を算出し、算出された補正係数と前記予測回転速度とを用いて、前記換算用回転速度を算出する。

好適な例では、前記始動モード判定手段が始動モードでないとの判定を行なった場合、前記回転速度算出手段は、前回サイクルにおけるエンジン回転速度の第１代表値と、前記同一サイクルに対応する今回サイクルにおけるエンジン回転速度の第２代表値とを算出し、前記制御手段は、前記第１代表値と前記第２代表値とを用いて、前記余り角度を前記余り時間に換算する。

本発明は、エンジンの始動時における実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれを低減することができるという優れた効果を奏する。

第１の実施形態を示すディーゼルエンジンの模式図。 （ａ）は、クランク角度検出手段を示す模式図。（ｂ）は、エンジン回転数（エンジン回転速度）の変化及びパルス列を示すタイミングチャート。 （ａ）は、始動モードにおけるパルスを示すタイミングチャート。（ｂ）は、通常モードにおけるパルスを示すタイミングチャート。 （ａ）は、クランク角度補正係数マップを示すグラフ。（ｂ）は、クランク角度補正係数を用いて予測エンジン回転速度を換算用回転速度に補正するための説明用グラフ。 燃料噴射制御プログラムを表すフローチャート。 燃料噴射制御プログラムを表すフローチャート。 燃料噴射制御プログラムを表すフローチャート。 燃料噴射制御プログラムを表すフローチャート。 燃料噴射制御プログラムを表すフローチャート。

以下、直列４気筒のディーゼルエンジン（４サイクルエンジン）に本発明を具体化した第１の実施形態を図１〜図９に基づいて説明する。
図１に示すように、ディーゼルエンジン１０（内燃機関）は、図示しないピストンを収容する複数の気筒１１，１２，１３，１４を備えており、ピストンは、気筒１１，１２，１３，１４内に燃焼室を区画する。シリンダヘッド１５には気筒１１，１２，１３，１４毎に燃料噴射ノズル１６，１７，１８，１９が取り付けられている。燃料（軽油）は、燃料ポンプ２０及びコモンレール２１を経由して燃料噴射手段である燃料噴射ノズル１６，１７，１８，１９へ供給され、燃料噴射ノズル１６，１７，１８，１９は、各気筒１１，１２，１３，１４内の燃焼室に燃料を噴射する。燃料ポンプ２０及び燃料噴射ノズル１６，１７，１８，１９は、気筒１１〜１４へ燃料を供給するための燃料供給手段を構成する。なお、本実施形態においての着火順序は、一般的な直列４気筒のディーゼルエンジンと同様に気筒１１→気筒１３→気筒１４→気筒１２とされている。

シリンダヘッド１５にはインテークマニホールド２２が接続されている。インテークマニホールド２２には吸気管２３が接続されており、吸気管２３にはエアクリーナ２４が接続されている。吸気管２３の途中には過給機２５のコンプレッサ部２５１が設けられている。過給機２５は、排気ガス流によって作動される公知の可変ノズル式ターボチャージャーである。吸気管２３の途中にはスロットル弁２６が設けられている。スロットル弁２６は、エアクリーナ２４を経由して吸気管２３に吸入される空気流量を調整するためのものである。

シリンダヘッド１５にはエキゾーストマニホールド２８が接続されている。エキゾーストマニホールド２８には排気管２９が接続されている。排気管２９上には後処理装置３０（例えば吸蔵還元型ＮＯｘ触媒又は選択還元型ＮＯｘ触媒）が設けられている。気筒１１，１２，１３，１４から排出される排気ガスは、エキゾーストマニホールド２８、過給機２５のタービン部２５２、排気管２９及び後処理装置３０を経由して大気に放出される。

制御コンピュータＣには、クランク角度検出手段３５及びアクセル開度検出器３４が信号接続されている。クランク角度検出手段３５は、クランク軸２７〔図２（ａ）に図示〕の回転角度（クランク角度）を検出する。クランク角度検出手段３５によって検出されたクランク角度情報は、制御コンピュータＣへ送られる。制御コンピュータＣは、クランク角度検出手段３５によって検出されたクランク角度の情報に基づいて、エンジン回転数（内燃機関の回転速度）を算出する。

アクセル開度検出器３４は、図示しないアクセルペダルの踏み込み量を検出する。アクセル開度検出器３４によって検出された踏み込み量検出情報は、制御コンピュータＣに送られる。制御コンピュータＣは、踏み込み量検出情報及びエンジン回転数情報に基づき、また必要に応じて水温・外気温等に基づいて、燃料噴射ノズル１６，１７，１８，１９における燃料噴射量を算出して制御する。

図２（ａ）に示すように、クランク角度検出手段としてのクランク角度検出手段３５は、クランク軸２７に固定されたシグナルロータ３１と、電磁誘導方式のピックアップコイル３２とから構成されている。シグナルロータ３１は、クランク軸２７と一体的に回転する。シグナルロータ３１の周縁には複数の歯部３１１が配列されている。ピックアップコイル３２は、シグナルロータ３１の回転に伴って、歯部３１１の検出に応じた電圧信号を出力する。ピックアップコイル３２から出力された電圧信号は、波形整形部３３へ送られる。波形整形部３３は、ピックアップコイル３２から送られてきた電圧信号をパルス形状の波形に整形して制御コンピュータＣへ出力する。

図２（ｂ）に例示する波形Ｅｘは、シグナルロータ３１の回転に伴って波形整形部３３から出力されるパルス〔図２（ｂ）ではパルスに符号Ｅ１，Ｅ２，Ｅ３，Ｅ４，Ｅ５，Ｅ６，Ｅ７，Ｅ８，Ｅ９，Ｅ１０のみを付して示す〕の列を示す。横軸ｔは、時間を示す。

本実施形態では、シグナルロータ３１が１回転（クランク軸２７が１回転）すると、パルスが３６個出力される。隣り合う一対のパルスのクランク角度間隔は、１０°である。又、シグナルロータ３１が２回転（クランク軸２７が２回転）するとすべての気筒１１〜１４が、吸入行程、圧縮行程、膨張行程、排気行程のすべての行程を一通り経過する。

ＴＤＣ１，ＴＤＣ２は、気筒１１、気筒１３（におけるピストンが圧縮行程時の上死点位置にあるときのクランク角度（上死点角度）を示す。隣り合うＴＤＣ１，ＴＤＣ２間のクランク角度は、１８０°である。図示の例では、ＴＤＣ２におけるクラック角度を０°とし、ＴＤＣ１におけるクランク角度を−１８０°としている。

圧縮行程時の上死点位置を挟んで±９０°の期間を１回の噴射サイクルと言うことにし、ＴＤＣ２を挟んで±９０°の期間を今回サイクルと言うことにし、ＴＤＣ１を挟んで±９０°の期間を前回サイクルと言うことにする。ここで、各サイクルの上死点位置を基準角度０°とする。前回サイクルの９０°と今回サイクルの−９０°は同じクランク角度となる。上述のように、本実施形態では、クランク軸が２回転すなわち７２０°回転するとすべての気筒１１〜１４が、すべての行程を一通り経過するため１８０°に１回、計４回の噴射サイクルが実行される。今回サイクルは、これから燃料噴射を行なうサイクルである。そうすると、上死点角度ＴＤＣ１は、前回サイクルにて気筒１１におけるピストンが上死点位置にあるときのクランク角度を示し、ＴＤＣ２は、今回サイクルにて気筒１３におけるピストンが上死点位置にあるときのクランク角度を示す。曲線Ｚは、エンジン回転数の変化の一例を示す。

符号Ｆｐは、気筒１３における燃料噴射ノズル１８からの燃料のパイロット噴射を示す。符号Ｆｍは、気筒１３における燃料噴射ノズル１８からの燃料のメイン噴射を示す。
アクセル開度検出器３４によって得られた踏み込み角検出情報、及びクランク角度検出手段３５によって得られたクランク角度検出情報は、制御コンピュータＣに送られる。制御コンピュータＣは、踏み込み角検出情報及びクランク角度検出情報に基づいて、燃料噴射ノズル１８におけるパイロット噴射及びメイン噴射の燃料噴射タイミング（噴射開始タイミング及び噴射期間）を算出する。

図１に示すように、制御コンピュータＣには水温検出手段３６及び時間計測手段３７が信号接続されている。水温検出手段３６は、ディーゼルエンジン１０における冷却水の温度を検出する。水温検出手段３６によって得られた水温検出情報及び時間計測手段３７によって得られた時間計測情報は、制御コンピュータＣに送られる。

図５〜図９は、燃料噴射制御プログラムを表すフローチャートである。以下、このフローチャートに従って気筒１１における燃料噴射ノズル１８の燃料噴射制御を説明するが、他の燃料噴射ノズル１６，１７，１９についても同じ制御が行なわれる。

図５に示すように、制御コンピュータＣは、始動用キー操作に伴う始動信号の入力の有無を判断している（ステップＳ１）。エンジン始動の場合（ステップＳ１においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、時間計測手段３７によって得られた時間計測情報と、クランク角度検出手段３５によって得られたクランク角度検出情報とに基づいて、エンジン回転数Ｎｘ（エンジン回転速度）を算出して読み込む（ステップＳ２）。エンジン回転数Ｎｘの読み込みは、図２（ｂ）に示す今回サイクルの第１パルスＥ１の立ち上がり時点ｔｏ〔クランク角度θｏ：今回サイクルにおける−９０°〕で行なわれる。

制御コンピュータＣは、算出されたエンジン回転数Ｎｘが予め設定された回転数Ｎｏ〔図２（ｂ）に図示〕に達しているか否かを判断する（ステップＳ３）。回転数Ｎｏは、始動モードか否かを判定するための基準として設定されたエンジン回転数である。エンジンが始動してからエンジン回転数Ｎｘが回転数Ｎｏに達していなければ、始動モードと見なされ、エンジンが始動してからエンジン回転数Ｎｘが回転数Ｎｏに達していれば、始動モードではない通常モードと見なされる。

ステップＳ３においてＹＥＳの場合（通常モードである場合）、制御コンピュータＣは、図８に示すステップＳ２６へ移行する。
ステップＳ３においてＮＯの場合（始動モードである場合）、制御コンピュータＣは、パイロット基本噴射角度Ｐθ及びメイン基本噴射角度Ｍθを算出する（ステップＳ４）。パイロット基本噴射角度Ｐθ及びメイン基本噴射角度Ｍθは、読み込まれたエンジン回転数Ｎｘと、検出された水温とを用いたエンジン回転数と水温とを変数とする二次元マップから算出される。

図５に示すステップＳ４の処理後、制御コンピュータＣは、気筒１３（図１参照）における圧縮行程中の期間（θｏ，θ１）〔図２（ｂ）に示す〕での平均のエンジン回転数Ｎｅ１を算出する（ステップＳ５）。クランク角度θ１は、今回サイクルにおける圧縮行程中の第３パルスＥ３の立ち上がりに対応するクランク角度（−７０°）である。代表回転速度である平均エンジン回転数Ｎｅ１は、第１パルスＥ１の立ち上がり時点ｔｏと、第３パルスＥ３の立ち上がり時点ｔ３との時間差Δｔ１とを変数とする式（１）を用いて算出される。

Ｎｅ１＝１０°×２／Δｔ１〔＝１０°×２／（ｔ３−ｔｏ）〕・・・（１）
平均エンジン回転数Ｎｅ１は、クランク角度（−８０°）でのエンジン回転速度を精度良く表している。

又、制御コンピュータＣは、気筒１１（図１参照）における圧縮行程中の期間（θ１，θ２）〔図２（ｂ）に示す〕での平均のエンジン回転数Ｎｅ２を算出する（ステップＳ６）。クランク角度θ２は、今回サイクルにおける圧縮行程中の第５パルスＥ５の立ち上がりに対応するクランク角度（−５０°）である。代表回転速度であるエンジン回転数Ｎｅ２は、第３パルスＥ３の立ち上がり時点ｔ３と、第５パルスＥ５の立ち上がり時点ｔ５との時間差Δｔ２とを変数とする式（２）を用いて算出される。

Ｎｅ２＝１０°×２／Δｔ２〔＝１０°×２／（ｔ５−ｔ３）〕・・・（２）
平均エンジン回転数Ｎｅ２は、クランク角度（−６０°）でのエンジン回転速度を精度良く表している。

図４（ｂ）に示す直線Ｌは、クランク角度（−８０°）と平均エンジン回転数Ｎｅ１との組（−８０°，Ｎｅ１）、及びクランク角度（−６０°）とエンジン回転数Ｎｅ２との組（−６０°，Ｎｅ２）を用いて生成された一次関数を表す。組（−８０°，Ｎｅ１）を示す点Ｑ１は直線Ｌ上にあり、組（−６０°，Ｎｅ２）を示す、点Ｑ２は、直線Ｌ上にある。

ステップＳ５，Ｓ６の処理後、制御コンピュータＣは、２つの代表回転速度である平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を用いて、パイロット基本噴射角度Ｐθ（特定クランク角度）におけるエンジン回転数Ｎｅｐ（予測回転速度）を算出する（ステップＳ７）。又、制御コンピュータＣは、平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を用いて、メイン基本噴射角度Ｍθ（特定クランク角度）におけるエンジン回転数Ｎｅｍ（予測回転速度）を算出する（ステップＳ７）。

エンジン回転数Ｎｅｐは、平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を変数とする式（３）を用いて算出される。
Ｎｅｐ＝Ｎｅ１＋〔Ｐθ−（−８０°）〕×（Ｎｅ２−Ｎｅ１）
／〔（−６０）°−（−８０°）〕・・・（３）
エンジン回転数Ｎｅｍは、平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を変数とする式（４）を用いて算出される。

Ｎｅｍ＝Ｎｅ１＋〔Ｍθ−（−８０°）〕×（Ｎｅ２−Ｎｅ１）
／〔（−６０）°−（−８０°）〕・・・（４）
式（３）で表されるエンジン回転数Ｎｅｐとパイロット基本噴射角度Ｐθとの組（Ｎｅｐ，Ｐθ）を示す点Ｑ３、及び式（４）で表されるエンジン回転数Ｎｅｍとメイン基本噴射角度Ｍθとの組（Ｎｅｍ，Ｍθ）を示す点Ｑ４は、直線Ｌ上にある。つまり、エンジン回転数Ｎｅｐ，Ｎｅｍは、２つの平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を用いて生成された一次関数から求められる。

次に、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用補正係数α及びメイン噴射用補正係数βを算出する（ステップＳ８）。補正係数α，βは、図４（ａ）に曲線Ｗで示す補正係数マップを用いて算出される。図４（ａ）の横軸は、クランク角度を表し、縦軸は、補正係数を表す。つまり、補正係数マップは、クランク角度を変数とする一次元マップである。補正係数は、０〜１の範囲の値である。算出されたパイロット基本噴射角度Ｐθと、これに対応する補正係数αとの組（Ｐθ，α）を示す点Ｒ１は、曲線Ｗ上にあり、算出されたメイン基本噴射角度Ｍθと、これに対応する補正係数βとの組（Ｍθ，β）を示す点Ｒ２は、曲線Ｗ上にある。

ステップＳ８の処理後、制御コンピュータＣは、図６に示すステップＳ９，Ｓ１０へ移行する。
ステップＳ９において、制御コンピュータＣは、補正係数αを用いてパイロット噴射時（つまりパイロット基本噴射角度Ｐθ）における換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α）（換算用回転速度）を算出する。換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α）は、式（５）を用いて算出される。

Ｎｅｐ（α）＝α×Ｎｅｐ・・・（５）
ステップＳ１０において、制御コンピュータＣは、補正係数βを用いてメイン噴射時（つまりメイン基本噴射角度Ｍθ）における換算用エンジン回転数Ｎｅｍ（β）（換算用回転速度）を算出する。換算用エンジン回転数Ｎｅｍ（β）は、式（６）を用いて算出される。

Ｎｅｍ（β）＝β×Ｎｅｍ・・・（６）
図４（ｂ）における曲線Ｖは、今回サイクルにおけるエンジン回転数の変化〔図２（ｂ）に示すエンジン回転数変化を表す曲線部分Ｚ１〕を示す。図４（ａ）の曲線Ｗで示す補正係数マップは、直線Ｌを曲線Ｖに近似変換するためのものであり、クランク角度毎に直線Ｌに補正係数を掛けることによって曲線Ｖに近似する曲線（図示略）が得られる。

従って、パイロット基本噴射角度Ｐθにおけるエンジン回転数Ｎｅｐを近似変換した換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α）は、パイロット基本噴射角度Ｐθにおいて曲線Ｖの近傍にある。つまり、組（Ｐθ，Ｎｅｐ（α））を示す点Ｑ５は、パイロット基本噴射角度Ｐθにおいて曲線Ｖの近傍にある。

同様に、メイン基本噴射角度Ｍθにおけるエンジン回転数Ｎｅｍを近似変換した換算用エンジン回転数Ｎｅｍ（β）は、メイン基本噴射角度Ｍθにおいて曲線Ｖの近傍にある。つまり、組（Ｍθ，Ｎｅｍ（β））を示す点Ｑ６は、メイン基本噴射角度Ｍθにおいて曲線Ｖの近傍にある。

図６に示すステップＳ９，Ｓ１０の処理後、制御コンピュータＣは、パイロット基本噴射角度Ｐθを用いてパイロット噴射用余り角度ΔΘｐを算出すると共に、メイン基本噴射角度Ｍθを用いてメイン噴射用余り角度ΔΘｍを算出する（ステップＳ１１）。

パイロット噴射用余り角度ΔΘｐは、式（７）を用いて算出され、メイン噴射用余り角度ΔΘｍは、式（８）を用いて算出される。
ΔΘｐ＝〔（Ｐθ＋９０°）／１０°の剰余（余り）〕・・・（７）
ΔΘｍ＝〔（Ｍθ＋９０°）／１０°の剰余（余り）〕・・・（８）
図３（ａ）は、始動モードにおけるパルス列の一例を示すタイミングチャートである。余り角度ΔΘｐ，ΔΘｍは、隣り合う一対のパルスのクランク角度間隔１０°よりも小さい値である。図示の例では、第１パルスＥ１から数えて８番目のパルスＥ８がパイロット噴射用基準パルスＥｐであり、第１パルスＥ１から数えて９番目のパルスＥ９がメイン噴射用基準パルスＥｍである。パイロット基本噴射角度Ｐθは、パイロット噴射用基準パルスＥｐの出力時点に対応するクランク角度θ３（−２０°）に余り角度ΔΘｐを加算した角度である。メイン基本噴射角度Ｍθは、メイン噴射用基準パルスＥｍの出力時点に対応するクランク角度θ４（−１０°）に余り角度ΔΘｍを加算した角度である。

次に、制御コンピュータＣは、換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α）を用いてパイロット噴射用余り角度ΔΘｐをパイロット噴射用余り時間ΔＴｐに換算する（ステップＳ１２）。さらに、制御コンピュータＣは、換算用エンジン回転数Ｎｅｍ（β）を用いてメイン噴射用余り角度ΔΘｍをメイン噴射用余り時間ΔＴｍに換算する（ステップＳ１３）。

パイロット噴射用余り時間ΔＴｐは、換算式（９）を用いて算出され、メイン噴射用余り時間ΔＴｍは、換算式（１０）を用いて算出される。
ΔＴｐ＝ΔΘｐ／Ｎｅｐ（α）・・・（９）
ΔＴｍ＝ΔΘｍ／Ｎｅｍ（β）・・・（１０）
次に、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐ及びメイン噴射用基準パルスＥｍを算出する（ステップＳ１４）。パイロット噴射用基準パルスＥｐは、式（１１）を用いて算出され、メイン噴射用基準パルスＥｍは、式（１２）を用いて算出される。

Ｅｐ＝１０−|（Ｐθ−ΔΘｐ）|／１０°・・・（１１）
Ｅｍ＝１０−|（Ｐｍ−ΔΘｍ）|／１０°・・・（１２）
ステップＳ１４の処理後、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一であるか否かを判断する（ステップＳ１５）。パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一である場合（ステップＳ１５においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、図７に示すステップＳ２２へ移行する。パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一でない場合（ステップＳ１５においてＮＯ）、制御コンピュータＣは、図７に示すステップＳ１６へ移行する。

ステップＳ１５においてＮＯの場合には図7に示すように、ステップＳ１６において、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力されたか否かを判断する。パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された場合（ステップＳ１６においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間ΔＴｐに達したか否かを判断する（ステップＳ１７）。パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間ΔＴｐに達した場合（ステップＳ１７においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からパイロット噴射を開始させる（ステップＳ１８）。

次に、制御コンピュータＣは、メイン噴射用基準パルスＥｍが出力されているか否かを判断する（ステップＳ１９）。メイン噴射用基準パルスＥｍが出力されている場合（ステップＳ１９においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、メイン噴射用基準パルスＥｍが出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間ΔＴｍに達したか否かを判断する（ステップＳ２０）。メイン噴射用基準パルスＥｍが出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間ΔＴｍに達した場合（ステップＳ２０においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からメイン噴射を開始させる（ステップＳ２１）。

その後、制御コンピュータＣは、図５に示すステップＳ２へ移行する。
ステップＳ１５においてＹＥＳの場合には図7に示すように、ステップＳ２２においては、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力されたか否かを判断する。基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された場合（ステップＳ２２においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間ΔＴｐに達したか否かを判断する（ステップＳ２３）。基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間ΔＴｐに達した場合（ステップＳ２３においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からパイロット噴射を開始させる（ステップＳ２４）。

次に、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間ΔＴｍに達したか否かを判断する（ステップＳ２５）。パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間ΔＴｍに達した場合（ステップＳ２５においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からメイン噴射を開始させる（ステップＳ２１）。

その後、制御コンピュータＣは、図５に示すステップＳ２へ移行する。
図５に示すステップＳ３においてＹＥＳの場合（エンジンが始動してからエンジン回転数Ｎｘが回転数Ｎｏに達した場合、つまり始動モードから通常モードへ移行した場合）、制御コンピュータＣは、図８のステップＳ２６へ移行する。

図３（ｂ）は、通常モードにおけるパルス列の一例を示すタイミングチャートである。図示の例では、第１パルスＥ１から数えて８番目のパルスＥ８がパイロット噴射用基準パルスＥｐであり、第１パルスＥ１から数えて９番目のパルスＥ９がメイン噴射用基準パルスＥｍである。

図８に示すステップＳ２６において、制御コンピュータＣは、前回サイクルの平均回転数Ｎａ（第１代表値）を算出する。シグナルロータ３１の歯部３１１の全数をＮｏとし、前回サイクルの１番目のパルスの立ち上がり時点から前回サイクル内のｎ番目のパルスの立ち上がり時点までの時間間隔をｔａ（単位は秒）とする。そうすると、前回サイクルの平均回転数Ｎａ（／秒）は、式（１３）を用いて求められる。

Ｎａ＝（６０／ｔａ）×（ｎ−１）／Ｎｏ・・・（１３）
次に、制御コンピュータＣは、今回サイクルの平均回転数Ｎｂ（第２代表値）を算出する（ステップＳ２７）。今回サイクルの１番目のパルスの立ち上がり時点から今回サイクル内のｎ番目のパルスの立ち上がり時点までの時間間隔をｔｂ（単位は秒）とする。そうすると、今回サイクルの平均回転数Ｎｂ（／秒）は、式（１４）によって求められる。

Ｎｂ＝（６０／ｔｂ）×（ｎ−１）／Ｎｏ・・・（１４）
次に、制御コンピュータＣは、回転数変動値Ｙを算出する。回転数変動値Ｙは、式（１５）によって表されるものである。

Ｙ＝（Ｎａ−Ｎｂ）／Ｎｂ・・・（１５）
エンジンが加速回転中である場合には、回転数変動値Ｙは、負の値となり、エンジンが減速回転中である場合には、回転数変動値Ｙは、正の値となる。エンジンが定速回転中である場合には、回転数変動値Ｙは、零となる。

次に、制御コンピュータＣは、図５に示すステップＳ４と同様に、パイロット基本噴射角度Ｐθ及びメイン基本噴射角度Ｍθを算出する（ステップＳ２９）。
次に、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐ及びメイン噴射用基準パルスＥｍを算出する（ステップＳ３０）。

次に、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用余り角度ΔＡｐ及びメイン噴射用余り角度ΔＡｍを算出する（ステップＳ３１）。
次に、制御コンピュータＣは、余り角度ΔＡｐ，ΔＡｍを余り角度ΔＢｐ，ΔＢｍに補正する（ステップＳ３２）。余り角度ΔＢｐは、式（１６）によって求められ、余り角度ΔＢｍは、式（１７）によって求められる。

ΔＢｐ＝ΔＡｐ＋γ×Ｙ＝ΔＡｐ＋γ×（Ｎａ−Ｎｂ）／Ｎｂ・・・（１６）
ΔＢｍ＝ΔＡｍ＋γ×Ｙ＝ΔＡｍ＋γ×（Ｎａ−Ｎｂ）／Ｎｂ・・・（１７）
式（１６），（１７）中のγは、エンジン毎に定められた補正係数であり、０≦γ≦１である。

次に、制御コンピュータＣは、補正余り角度ΔＢｐ，ΔＢｍを余り時間Δｔｐ，Δｔｍに換算する（ステップＳ３３）。余り時間Δｔｐ，Δｔｍは、式（１８），（１９）によって換算して求められる。

Δｔｐ＝ΔＢｐ／Ｎｂ・・・（１８）
Δｔｍ＝ΔＢｍ／Ｎｂ・・・（１９）
ステップＳ３３の処理後、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一であるか否かを判断する（ステップＳ３４）。パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一である場合（ステップＳ３４においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、図９に示すステップＳ４１へ移行する。パイロット噴射用基準パルスＥｐとメイン噴射用基準パルスＥｍとが同一でない場合（ステップＳ３４においてＮＯ）、制御コンピュータＣは、図９に示すステップＳ３５へ移行する。

ステップＳ３５において、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力されたか否かを判断する。パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された場合（ステップＳ３５においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間Δｔｐに達したか否かを判断する（ステップＳ３６）。パイロット噴射用基準パルスＥｐが出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間Δｔｐに達した場合（ステップＳ３６においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からパイロット噴射を開始させる（ステップＳ３７）。

次に、制御コンピュータＣは、メイン噴射用基準パルスＥｍが出力されたか否かを判断する（ステップＳ３８）。メイン噴射用基準パルスＥｍが出力された場合（ステップＳ３８においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、メイン噴射用基準パルスＥｍが出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間Δｔｍに達したか否かを判断する（ステップＳ３９）。メイン噴射用基準パルスＥｍが出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間Δｔｍに達した場合（ステップＳ３９においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からメイン噴射を開始させる（ステップＳ４０）。

その後、制御コンピュータＣは、図８に示すステップＳ２６へ移行する。
図９に示すステップＳ４１においては、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力されたか否かを判断する。基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された場合（ステップＳ４１においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間Δｔｐに達したか否かを判断する（ステップＳ４２）。基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がパイロット噴射用余り時間Δｔｐに達した場合（ステップＳ４２においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からパイロット噴射を開始させる（ステップＳ４３）。

次に、制御コンピュータＣは、基準パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間Δｔｍに達したか否かを判断する（ステップＳ４４）。パルスＥｐ（＝Ｅｍ）が出力された時点からの経過時間がメイン噴射用余り時間Δｔｍに達した場合（ステップＳ４４においてＹＥＳ）、制御コンピュータＣは、燃料噴射ノズル１８からメイン噴射を開始させる（ステップＳ４０）。

その後、制御コンピュータＣは、図８に示すステップＳ２６へ移行する。
制御コンピュータＣは、クランク角度検出手段３５から出力されるパルスを用いてエンジン回転速度を算出する回転速度算出手段である。又、制御コンピュータＣは、換算用回転速度を用いて余り角度を余り時間に換算する制御手段である。さらに、制御コンピュータＣは、エンジンが始動モードであるか否かを判定する始動モード判定手段である。なお、パイロット噴射後のコモンレール２１の燃料圧力を確保するためパイロット噴射後からメイン噴射まで経過期間の最小時間には制限があり、最小時間よりも短い時間が算出された場合、制御コンピュータＣは、メイン噴射時期から最小時間を角度に変換したパイロット噴射時期を設定する。

第１の実施形態では以下の効果が得られる。
（１）今回サイクルの圧縮行程における複数の平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２の情報を用いて、パイロット基本噴射角度Ｐθ（基準パルスＥ８の出力時点から後続のパルスＥ９の出力時点との間にある角度）おける換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α）が算出される。又、今回サイクルの圧縮行程における複数の平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２の情報を用いて、メイン基本噴射角度Ｍθ（基準パルスＥ９の出力時点から後続のパルスＥ１０の出力時点との間にある角度）おける換算用エンジン回転数Ｎｅｍ（β）が算出される。換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）は、圧縮行程における平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２を用いて算出されているために、誤差の少ない高精度の回転速度情報である。

そのため、精度の高い換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）の情報を用いて余り角度ΔΘｐ，ΔΘｍから換算された余り時間ΔＴｐ，ΔＴｍは、精度の高い余り時間情報である。このような余り時間ΔＴｐ，ΔＴｍを用いた燃料噴射制御では、回転数変動が特に大きいエンジンの始動時における実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれが低減される。

（２）始動モードに比べれば回転数変動が時間的に小さい通常モードでは、エンジン回転数が大きい。つまり、始動モードに比べて上死点間の時間間隔が短い通常モードでは、同一サイクル中の圧縮行程における平均エンジン回転数の変化を捉えて換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）を算出するための時間的な余裕がない。そのため、前回サイクルにおける平均回転数及び今回サイクルにおける平均回転数を用いて余り角度を余り時間に換算する角度−時間換算方式は、通常モードに好適である。従って、始動モードにおける角度−時間換算方式と通常モードにおける角度−時間換算方式とを異ならせる制御は、エンジン回転数の全域において実際の燃料噴射タイミングと所望の燃料噴射タイミングとのずれを低減する制御において、特に好適である。

（３）２つの平均エンジン回転数Ｎｅ１，Ｎｅ２のみの情報を用いて算出された換算用エンジン回転数を用いる制御は、基本噴射角度Ｐθ，Ｍθにおける換算用エンジン回転数の情報を簡易に、且つ精度良く得る上で好ましい。

（４）補正係数α，βとエンジン回転数Ｎｅｐ，Ｎｅｍとを用いて換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）を算出して換算用エンジン回転数を予測する方式は、換算エンジン回転数を実際のエンジン回転数に近づける上で特に好適な予測方式である。

本発明では以下のような実施形態も可能である。
○第１の実施形態において、換算用エンジン回転数Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）を算出しないで、エンジン回転数Ｎｅｐ，Ｎｅｍを換算用エンジン回転数として用いてもよい。

○基準パルスの出力時点から後続のパルスの出力時点との間におけるエンジン回転速度としては、基本噴射角度Ｐθ，Ｍθ以外に、基準パルスの出力時点におけるクランク角度や、後続のパルスの出力時点におけるクランク角度であってもよい。

○第１の実施形態において、パイロット基本噴射角度Ｐθ及びメイン基本噴射角度Ｍθを算出するステップ（ステップＳ４）の直後に、パイロット噴射用基準パルスＥｐ及びメイン噴射用基準パルスＥｍを算出することもできる。

○複数の代表回転速度を３つ以上用いて高次関数を生成し、この高次関数を用いて代表回転速度を算出するようにしてもよい。
○メイン噴射のみを行なうディーゼルエンジンに本発明を適用してもよい。

○本発明をガソリンエンジンに適用してもよい。
前記した実施形態から把握できる技術思想について以下に記載する。
（イ）前記燃料噴射手段による燃料噴射は、メイン噴射に先立って行なわれるパイロット噴射を含み、前記制御手段は、前記メイン噴射に対応する余り角度を余り時間に換算すると共に、前記パイロット噴射に対応する余り角度を余り時間に換算する請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の内燃機関における燃料噴射制御装置。

１０…ディーゼルエンジン。１１〜１４…気筒。１６〜１９…燃料噴射手段としての燃料噴射ノズル。３１…シグナルロータ。３１１…歯部。３５…クランク角度検出手段。３７…時間計測手段。Ｅ１〜Ｅ１０…パルス。Ｅｐ，Ｅｍ…基準パルス。Ｅ９，Ｅ１０…後続のパルス。ΔΘｐ，ΔΘｍ…余り角度。ΔＴｐ，ΔＴｍ…余り時間。ΔＡｐ，ΔＡｍ…余り角度。Δｔｐ，Δｔｍ…余り時間。Ｎｅ１，Ｎｅ２…代表回転速度としての平均エンジン回転数。Ｎｅｐ，Ｎｅｍ…予測回転速度としての予測エンジン回転数。Ｗ…補正係数マップとしての曲線。α，β…補正係数。Ｎｅｐ（α），Ｎｅｍ（β）…換算用回転速度としての換算用エンジン回転数。Ｎａ…第１代表値としての平均回転数。Ｎｂ…第２代表値としての平均回転数。Ｐθ…特定クランク角度であるパイロット基本噴射角度。Ｍθ…特定クランク角度であるメイン基本噴射角度。Ｃ…制御手段、始動モード判定手段及び回転速度算出手段としての制御コンピュータ。

Claims (4)

1. 内燃機関の複数の気筒内で燃焼される燃料を噴射する燃料噴射手段と、複数の歯部を有するシグナルロータを用いたクランク角度検出手段と、前記クランク角度検出手段から出力されるパルスを用いて前記内燃機関の回転速度を算出する回転速度算出手段と、燃料の基本噴射角度を基準パルスと余り角度に対応する余り時間とに換算すると共に、前記基準パルスの出力時点からの時間経過が前記余り時間に達した時点を燃料の噴射開始タイミングとして、前記燃料噴射手段に燃料の噴射を開始させる制御手段とを備えた内燃機関における燃料噴射制御装置において、
   前記内燃機関が始動モードであるか否かを判定する始動モード判定手段を備え、
   前記回転速度算出手段は、前記内燃機関が前記始動モードである場合には、前記気筒における同一サイクルの圧縮行程において複数の代表回転速度を算出し、
   前記制御手段は、前記複数の代表回転速度を用いて、前記基本噴射角度における前記内燃機関の回転速度を算出して換算用回転速度として設定すると共に、前記換算用回転速度を用いて前記余り角度を前記余り時間に換算する内燃機関における燃料噴射制御装置。
2. 前記複数の代表回転速度は、２つである請求項１に記載の内燃機関における燃料噴射制御装置。
3. 前記制御手段は、前記２つの代表回転速度を用いて生成された一次関数から予測回転速度を算出すると共に、クランク角度を変数とする予め設定された補正係数マップを用いて、前記基本噴射角度に対する補正係数を算出し、算出された補正係数と前記予測回転速度とを用いて、前記換算用回転速度を算出する請求項２に記載の内燃機関における燃料噴射制御装置。
4. 前記始動モード判定手段が始動モードでないとの判定を行なった場合、前記回転速度算出手段は、前回サイクルにおけるエンジン回転速度の第１代表値と、前記同一サイクルに対応する今回サイクルにおけるエンジン回転速度の第２代表値とを算出し、前記制御手段は、前記第１代表値と前記第２代表値とを用いて、前記余り角度を前記余り時間に換算する請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載の内燃機関における燃料噴射制御装置。

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