JP2022008241A - 二元燃料内燃機関 - Google Patents

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Abstract

Figure 2022008241000001
【課題】二元燃料内燃機関を提供する。
【解決手段】内燃機関は、第１の運転モードにおいて第１の液体燃料を燃焼させ、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を燃焼させることが可能なシリンダを備え、各シリンダのための少なくとも１つの主噴射器を備えた主噴射システムであって、このシステムを通じて、比較的着火しやすい第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダに供給され、このシステムを通じて、比較的着火しにくい第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能な、主噴射システムを備え、各シリンダのための少なくとも１つのパイロット噴射器を備えたパイロット噴射システムであって、このシステムを通じて、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を着火させるために内燃機関のシリンダに供給されることが可能な、パイロット噴射システムを備えている。
【選択図】図２

Description

本発明は、二元燃料内燃機関に関する。
本発明は、ここでは特に、いわゆる大型機関または大型内燃機関の分野に関し、その機関のシリンダは、少なくとも１４０ｍｍ、特に少なくとも１７５ｍｍのピストン直径を有する。そのような大型内燃機関は、例えば船舶用機関である。
船舶用機関としての二元燃料内燃機関は、すでに知られている。先行技術により知られた二元燃料内燃機関は、機関が液体燃料を燃焼させる第１の運転モードにおいて、および機関が気体燃料または別の液体燃料を燃焼させる第２の運転モードにおいて、運転されることが可能である。
特許文献１から、二元燃料噴射器を備えた二元燃料内燃機関が知られている。各燃料は、別個の燃料ポンプを通じて、二元燃料噴射器の方向に送達される。さらに、別個のシール、および別個の潤滑油システムを備えている。
簡素な構造を備えた新しいタイプの二元燃料内燃機関が必要とされている。
独国特許出願公開第１０ ２０１７ １２３ ３１５号明細書
ここから出発して、本発明は、新しいタイプの二元燃料内燃機関を創造する目的に基づいている。
この目的は、請求項１による二元燃料内燃機関を通じて解決される。
二元燃料内燃機関はシリンダを備え、シリンダ内では、第１の運転モードにおいて第１の液体燃料が、および第２の運転モードにおいて第２の液体燃料が燃焼させられることが可能である。二元燃料内燃機関は、各シリンダのための少なくとも１つの主噴射器を備えた主噴射システムであって、この主噴射システムを通じて、比較的着火しやすい第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダに供給され、主噴射システムを通じて、比較的着火しにくい第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能な、主噴射システムを備えている。二元燃料内燃機関は、各シリンダのための少なくとも１つのパイロット噴射器を備えたパイロット噴射システムであって、このパイロット噴射システムを通じて、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を着火させるために内燃機関のシリンダに供給されることが可能な、パイロット噴射システムを備えている。本発明による二元燃料内燃機関の主噴射システムおよびパイロット噴射システムは、第２の運転モードにおいてパイロット噴射システムから放出された第１の燃料が、作動流体としておよび／または障壁流体して主噴射システムの個々の主噴射器に供給されることが可能であるように連結されている。
したがって、２つの噴射システムは、互いに連結されている。このことは、第２の運転モードにおいてパイロット噴射システムから放出された第１の液体燃料が、主噴射システムの個々の主噴射器に供給され、主噴射器を通じて、第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダ内に導入され、この工程において、第１の液体燃料は、個々の主噴射器内に作動流体および／または障壁流体として供給されることを達成する。そのような作動流体または障壁流体は、個々の主噴射器のバルブを密封または作動させることに寄与する。
本発明による二元燃料内燃機関においては、各液体燃料は両方の運転モードにおいて燃焼させられる。第１の運転モードのための第１の液体燃料は、比較的着火しやすい。第２の運転モードのための第２の液体燃料は、比較的着火しにくい。第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を着火することに寄与する。二元燃料内燃機関は、各シリンダのための少なくとも１つの主噴射器を備えた主噴射システムと、各シリンダのための少なくとも１つのパイロット噴射器を備えたパイロット噴射システムと、を備えている。主噴射システムを経由して、第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能であり、第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能である。第２の運転モードにおいて、第１の液体燃料は２つの機能を備えており、第１に、第２の燃料を着火する機能、第２に、個々の主噴射器の領域内での作動流体および／または障壁流体としての機能、である。主噴射システムは、着火流体を作動流体および／または障壁流体としてとしても使用するために、パイロット噴射システムに連結されている。
本発明のさらなる開発によれば、個々の支流ラインは、個々のパイロット噴射器の下流においてパイロット噴射システムから分岐しており、主噴射システムの個々の主噴射器の領域において主噴射システム内へと優先的に開いている。第２の運転モードにおいて、パイロット噴射システムから主噴射システムへと続いた個々の分岐ライン内の圧力は、主噴射システムの個々の主噴射器の領域内の圧力よりも大きい。個々の分岐ラインを通じた２つのインジェクションシステムのそのような連結は、特に好適である。したがって、個々の主噴射器の領域内において作動流体および／または障壁流体として寄与する第１の燃料は、第２の運転モードにおいて、パイロット噴射システムから主噴射システムへと容易に供給されることが可能である。
本発明のさらなる開発によれば、個々の支流ライン内の圧力を制限するために、減圧弁が個々の支流ライン内に統合されている。個々の支流ライン内の圧力は、減圧弁を通じて制限される。
本発明のさらなる開発によれば、主噴射システムは主ポンプを備え、これを通じて、第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能であり、主ポンプを通じて、第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダに供給されることが可能である。パイロット噴射システムはパイロットポンプを備え、これを通じて、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて、第２の液体燃料を着火するためにシリンダに供給されることが可能である。第１の燃料のための第１の燃料タンクは、第１の燃料ラインを通じて主ポンプに連結されることが可能である。第２の燃料のための第２の燃料タンクは、第２の燃料ラインを通じて主ポンプに連結されることが可能である。シャトル弁は、第１の運転モードにおいて主ポンプを第１の燃料タンクに第１の燃料ラインを通じて連結し、および第２の運転モードにおいて主ポンプを第２の燃料タンクに第２の燃料ラインを通じて連結することに寄与している。本発明のさらなるこの開発は、本発明による二元燃料内燃機関の構造を特に簡素にしている。
本発明の好適なさらなる開発は、従属請求項および以下の記載から得られる。本発明の例示的な実施形態は、図を用いてより詳細に説明されているが、これに限定されるものではない。
二元燃料内燃機関を備えた船舶推進システムを示した線図である。 二元燃料内燃機関からシリンダ領域を抽出した図である。
図１は、高度に簡略化した船舶推進システム１０を示しており、このシステムは、複数のシリンダ１２を備えた二元燃料内燃機関１１を備えている。燃料は、二元燃料内燃機関の第１の運転モードにおいては第１の液体燃料が、二元燃料内燃機関の第２の運転モードにおいては第２の液体燃料が、シリンダ１２内で燃焼させられる。
個々の燃料の燃焼の際に、二元燃料内燃機関は、発電機１３を駆動するために、図１において利用される駆動力を発生させる。発電機１３において、電気エネルギが発生させられ、このエネルギは、船舶のプロペラ１４を駆動することに寄与する。
図１は、二元燃料内燃機関１１の燃料供給システム１５をさらに示している。図２は、燃料供給システム１５のさらなるアセンブリを示している。燃料供給システム１５を通じて、個々の液体燃料は、二元燃料内燃機関の個々の運転モードにおいて、二元燃料内燃機関１１のシリンダ１２に供給されることが可能である。二元燃料内燃機関１１の燃料供給システム１５は、主噴射システムおよびパイロット噴射システムを備えている。
各シリンダ１２のための、少なくとも１つの主噴射器１６を備えた（図２参照）主噴射システムを通じて、比較的着火しやすい第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダ１２に供給され、比較的着火しにくい第２の燃料は、第２の運転モードにおいて供給されることが可能である。したがって、図２はシリンダ１２の主噴射器１６を示している。この主噴射器１６を通じて、第１の液体燃料は、第１の運転モードにおいてシリンダ１２内に噴射され、第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいてシリンダ１２内に噴射されることが可能である。コストの理由から、第１の運転モードにおいて第１の液体燃料を、および第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を、二元燃料内燃機関の個々のシリンダ１２内に同じ主噴射器１６を通じて噴射することが好適であるが、各シリンダ１２が２つの液体燃料の各々のための別個の主噴射器を備えることも、代替的に可能である。しかしながら、図２に示された実施形態では、同じ主噴射機１６が、第１の運転モードにおいて第１の液体燃料を、および第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を、個々のシリンダ内に噴射するように利用されており、好適である。
図２によれば、個々の液体燃料は、主ポンプ１７を通じて個々の主噴射器１６に供給されることが可能であり、したがって、第１の運転モードにおいて第１の液体燃料を、および第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を、個々の主噴射器１６の方向に送達することが可能である。
図１は、第１の液体燃料を保持するための第１の燃料タンク１８、および第２の液体燃料を保持するための第２の燃料タンク１９を示している。第１の燃料タンク１８は、第１の燃料ライン２０を通じて主ポンプ１７に連結され、第２の燃料タンク１９は、第２の燃料ライン２１を通じて、すなわちシャトル弁２２を経由して主ポンプ１７に連結されることが可能である。
第１の運転モードにおいて、シャトル弁２２は、第１の燃料を二元燃料内燃機関のシリンダ１２に供給するために、第１の燃料タンク１８または第１の燃料ライン２０を主ポンプ１７に連結する。この第１の運転モードにおいて、シャトル弁２２は、第２の燃料タンク１９を主噴射システムの主ポンプ１７から切り離す。
これに対して、第２の運転モードにおいて、シャトル弁２２は切り替え位置を取り、この位置において、第２の燃料タンク１９は、第２の燃料を第２の運転モードにおいて二元燃料内燃機関１１のシリンダ１２に供給するために、第２の燃料ライン２２を通じて主ポンプ１７に連結される。この第２の運転モードにおいて、第１の燃料タンク１８は、そのとき主噴射システムの主ポンプ１７から切り離される。
すでに説明したように、第１の液体燃料は比較的着火しやすく、第２の液体燃料は比較的着火しにくい。個々のシリンダ１２の領域内で、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を着火させるために、二元燃料内燃機関はパイロット噴射システムを備えており、各シリンダ１２は、少なくとも１つのパイロット噴射器２３を備えている。
パイロット噴射システムを通じて、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を着火させるために、第１の液体燃料は、二元燃料内燃機関１１のシリンダ１２に供給されることが可能である。
したがって、パイロット噴射システムは、各シリンダ１２のための少なくとも１つのパイロット噴射器２３に加えてパイロットポンプ２４を備え、次いで、このポンプを通じて、個々のパイロット噴射器２３は、第１の燃料タンク１８から放出された第１の液体燃料を第２の操作モードにおいて供給されることが可能である。第１の燃料タンク１８から、さらなる燃料ライン２７がシリンダ１２の方向に延びており、パイロットポンプ２４は、このさらなる燃料ライン２７内に接続されている。
本発明による二元燃料内燃機関１１においては、主噴射システムおよびパイロット噴射システムは、図２から明確なように連結されており、すなわち、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいてパイロット噴射システムから放出され、主噴射システムの個々の主噴射器１６に供給されることが可能であり、各シリンダ１２は、少なくとも１つのパイロット噴射器２３およびパイロットポンプ２４を備え、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて、個々の主噴射器１６の領域において作動流体および／または障壁流体として寄与する。
適宜に、図２は支流ライン２５を示しており、このラインは、個々のパイロット噴射器２３の上流でパイロット噴射システムから分岐して、優先的に個々のシリンダ１２の主噴射システムの個々の主噴射器１６へと直接続いており、個々の主噴射器１６の領域内において、優先的に主噴射システム内へと開いている。ここで、支流ライン２５は、パイロット噴射システムの送達方向から見て、作動流体および／または障壁流体として主噴射システムの個々の主噴射器１６に第２の運転モードにおいて第１の流体を供給するために、パイロットポンプ２４の下流且つ個々のパイロット噴射器２３の上流でパイロット噴射システムから分岐している。
ここで、第２の運転モードにおいて、パイロット噴射システムから主噴射システムへと続いた個々の支流ライン２５内の圧力は、規定された圧力オフセットにより、個々の主噴射器１６の領域内の圧力よりも優先的に大きくなる。このことを通じて、第１の液体燃料は、個々の主噴射器１６に常に確実に供給されることが、第２の運転モードにおいて確実となっている。
図２において、減圧弁２６が支流ライン２５内に統合されていることが示されている。減圧弁は、減圧弁２６の下流において個々の支流ライン２５内の圧力を規定されたレベルへと制限する。
比較的着火しやすい第１の液体燃料は、優先的にＷＳＤ１００μｍから３００μｍの間、特に有利には１００μｍから２００μｍの間の潤滑性を有する液体燃料である。比較的着火しにくい第２の燃料は、優先的にＷＳＤ３００μｍから８２０μｍの間、特に有利には４００μｍから８２０μｍの間の潤滑性を有する液体燃料である。第１の液体燃料は、優先的にディーゼル燃料である。第２の液体燃料は、優先的にエタノールまたはメタノールである。
本発明による二元燃料内燃機関１１においては、両方の運転モードにおいて各液体燃料を燃焼させ、第１の液体燃料は、第２の運転モードにおいて、一方では第２の液体燃料を着火するために寄与しており、他方では個々の主噴射器１６の領域において作動流体および／または障壁流体として寄与する。適宜に、第２の運転モードにおいては、個々のシリンダ１２の主噴射器１６およびパイロット噴射器２３は、一方では個々のパイロット噴射器２３を通じてシリンダ１２内へと導入される第１の液体燃料を、着火油として使用し、他方では主噴射器１６の領域において作動油および／または障壁湯として第１の液体燃料を使用する。
これは、特にいわゆる大型機関または大型内燃機関の分野に関し、そのシリンダは少なくとも１４０ｍｍ、特に１７５ｍｍのピストン直径を有する。そのような大型内燃機関は、例えば船舶用エンジンである。本発明においては、これらは二元燃料内燃機関として具現化されている。
１０ ・・・船舶推進システム
１１ ・・・二元燃料内燃機関
１２ ・・・シリンダ
１３ ・・・発電機
１４ ・・・船舶プロペラ
１５ ・・・燃料供給システム
１６ ・・・主噴射器
１７ ・・・主ポンプ
１８ ・・・燃料タンク
１９ ・・・燃料タンク
２０ ・・・燃料ライン
２１ ・・・燃料ライン
２２ ・・・シャトル弁
２３ ・・・パイロット噴射器
２４ ・・・パイロットポンプ
２５ ・・・支流ライン
２６ ・・・減圧弁
２７ ・・・燃料ライン

Claims (10)

  1. 二元燃料内燃機関であって、
    第１の運転モードにおいて第１の液体燃料を燃焼させ、第２の運転モードにおいて第２の液体燃料を燃焼させることが可能なシリンダ（１２）を備え、
    各シリンダ（１２）のための少なくとも１つの主噴射器（１６）を備えた主噴射システムであって、該主噴射システムを通じて、比較的着火しやすい前記第１の液体燃料は、前記第１の運転モードにおいて前記シリンダ（１２）に供給され、前記主噴射システムを通じて、比較的着火しにくい前記第２の液体燃料は、第２の運転モードにおいて前記シリンダ（１２）に供給されることが可能な、主噴射システムを備え、
    各シリンダ（１２）のための少なくとも１つのパイロット噴射器（２３）を備えたパイロット噴射システムであって、該パイロット噴射システムを通じて、前記第１の液体燃料は、前記第２の運転モードにおいて前記第２の液体燃料を着火させるために前記内燃機関のシリンダ（１２）に供給されることが可能な、パイロット噴射システムを備え、
    前記主噴射システムおよびパイロット噴射システムは、第２の運転モードにおいて前記パイロット噴射システムから放出された前記第１の液体燃料は、作動流体としておよび／または障壁流体して前記主噴射システムの個々の主噴射器（１６）に供給されることが可能であるように連結されている、二元燃料内燃機関。
  2. 個々の前記パイロット噴射器（２３）の上流において、個々の支流ライン（２５）は前記パイロット噴射システムから分岐しており、前記支流ラインを通じて、前記第２の運転モードにおいて、前記第１の液体燃料は、作動流体としておよび／または障壁流体して個々の前記主噴射器（１６）に供給されることが可能である、請求項１に記載の二元燃料内燃機関。
  3. 個々の前記支流ライン（２５）は、個々の前記主噴射器（１６）の領域において前記主噴射システム内へと開いている、請求項２に記載の二元燃料内燃機関。
  4. 個々の前記支流ライン（２５）内の圧力を制限するために、減圧弁（２６）が個々の前記支流ライン（２５）内に統合されている、請求項２または３に記載の二元燃料内燃機関。
  5. 前記第２の運転モードにおいて、前記パイロット噴射システムから前記主噴射システムへと続いた個々の前記支流ライン（２５）内の圧力は、前記主噴射システムの個々の前記主噴射器（１６）の領域内の圧力よりも大きい、請求項２から４のいずれか一項に記載の二元燃料内燃機関。
  6. 前記主噴射システムは主ポンプ（１７）を備え、前記主噴射システムを通じて、前記第１の運転モードにおいて、前記第１の液体燃料が前記シリンダ（１２）に供給され、前記主噴射システムを通じて、前記第２の運転モードにおいて、前記第２の液体燃料が前記シリンダ（１２）に供給されることが可能であり、
    前記パイロット噴射システムはパイロットポンプ（２４）を備え、前記パイロット噴射システムを通じて、前記第２の運転モードにおいて、前記第１の液体燃料が、前記第２の液体燃料の着火のために前記シリンダ（１２）に供給されることが可能である、請求項１から５のいずれか一項に記載の二元燃料内燃機関。
  7. 第１の燃料ライン（２０）を通じて前記主ポンプ（１７）に連結されることが可能な、前記第１の液体燃料のための第１の燃料タンク（１８）を備え、
    第２の燃料ライン（２１）を通じて前記主ポンプ（１７）に連結されることが可能な、前記第２の液体燃料のための第２の燃料タンク（１９）を備え、
    前記第１の運転モードにおいて、前記第１の燃料ライン（２０）を通じて前記主ポンプ（１７）を前記第１の燃料タンク（１８）に連結し、且つ前記第２の運転モードにおいて、前記第２の燃料ライン（２１）を通じて前記主ポンプ（１７）を前記第２の燃料タンク（１９）に連結するためのシャトル弁（２２）を備えている、請求項６に記載の二元燃料内燃機関。
  8. 個々の前記支流ライン（２５）は、個々の前記パイロット噴射器（２３）の上流且つ前記パイロットポンプ（２４）の下流において、前記パイロット噴射システムから分岐している、請求項２に従属した請求項６または請求項２に従属した請求項７に記載の二元燃料内燃機関。
  9. 前記第１の液体燃料は、ＷＳＤ１００μｍから３００μｍの間の、優先的に１００μｍから２００μｍの間の潤滑性を有し、
    前記第２の液体燃料は、ＷＳＤ３００μｍから８２０μｍの間の、優先的に４００μｍから８２０μｍの間の潤滑性を有する、請求項１から８のいずれか一項に記載の二元燃料内燃機関。
  10. 前記第１の液体燃料はディーゼル燃料であり、前記第２の液体燃料はエタノールまたはメタノールである、請求項１から９のいずれか一項に記載の二元燃料内燃機関。
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