JP2547144B2 - 二元燃料機関の燃料制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、２種類の燃料を併用
して駆動する二元燃料機関の燃料制御装置に関し、詳し
くは主燃料に主としてアルコール系燃料を使用する二元
燃料機関の燃料制御装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】上記のようにメタノールなどのアルコー
ル系燃料を主燃料に使用する場合、着火性に欠けること
から、重油などのパイロット燃料が一般に併用される。
この種の燃料制御装置として、従来、例えば特開平３−
１８５２３４号公報に記載のものがある。この装置は、
機関の始動時に、主燃料噴射ポンプからの主燃料の噴射
を、遅延機構を介して遅らせ、始動開始時点から中間時
点までは着火性のよいパイロット燃料だけを噴射させた
のち、パイロット燃料の噴射と並行して主燃料を噴射さ
せることにより、機関を始動させるようにしている。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記し
た公報に記載の従来の燃料制御装置には、次のような点
で改良の余地がある。

【０００４】すなわち、パイロット燃料だけの機関内へ
の噴射は、機関の始動が完了する前の中間時点までであ
るので、パイロット燃料が完全に着火しないうちに主燃
料の噴射が始まることによって着火が阻害されるおそれ
がある。

【０００５】この発明は上述の点に鑑みなされたもの
で、機関の着火性をさらに改善して確実に機関が着火す
るようにすること、そのほか主燃料の噴射系統に故障等
が生じた場合にパイロット燃料のみによる噴射で運行を
可能にすること、ならびにパイロット燃料の噴射量を最
小限に抑えて燃費をよくすることができる二元燃料機関
の燃料制御装置を提供することを目的としている。

【０００６】

【課題を解決するための手段】上記した目的を達成する
ためにこの発明の二元燃料機関の燃料制御装置は、ａ）
燃料調整用のガバナと、主燃料噴射ポンプと、パイロッ
ト燃料噴射ポンプと、両燃料噴射ポンプの燃料噴射制御
用ラック棒と前記ガバナとをそれぞれ燃料増方向への作
動を吸収可能な一方向緩衝機構を介して連結するリンク
系とを備えた二元燃料機関の燃料制御装置において、
ｂ）前記パイロット燃料噴射ポンプによる燃料噴射を、
前記リンク系およびラック棒を介して燃料減側の第１噴
射量又は燃料増側の第２噴射量の範囲内に選択的に制限
する制限手段と、ｃ）前記主燃料噴射ポンプによる燃料
噴射を、前記リンク系およびラック棒を介して停止又は
無規制に選択的に切り換える切換手段と、ｄ）機関の始
動時に、主燃料噴射ポンプの燃料噴射が停止状態になる
ように前記切換手段を切り換えると同時に、パイロット
燃料噴射ポンプの燃料噴射が前記第２噴射量の範囲内に
なるように前記制限手段を切り換える一方、機関の始動
後に、主燃料噴射ポンプの燃料噴射が無規制になるよう
に前記切換手段を切り換えると同時に、パイロット燃料
噴射ポンプの燃料噴射が前記第１噴射量の範囲内になる
ように前記制限手段を切り換える制御機構とを設け、
ｅ）前記パイロット燃料として重油を用いる場合におけ
る機関始動後の通常運転時に、前記パイロット燃料噴射
ポンプによる燃料噴射量を、機関の摩擦トルク以下で機
関の駆動ができないところの、全力時熱量の４％以下
（ただし、０％を除く）に設定するものである。

【０００７】請求項２に記載のように、前記制御機構
に、機関の始動後に主燃料噴射ポンプの燃料噴射が停止
状態になるように前記切換手段を切り換え、パイロット
燃料噴射ポンプの燃料噴射が前記第２噴射量の範囲内に
なるように前記制限手段を切り換える機構を加え、前記
パイロット燃料噴射ポンプの第２噴射量を、パイロット
燃料のみによる燃料噴射で運行可能な噴射量に設定する
ことができる。

【０００８】

【０００９】

【作用】上記の構成を有するこの発明の二元燃料機関の
燃料制御装置によれば、機関の始動時には、主燃料噴射
ポンプは停止状態に、またパイロット燃料噴射ポンプは
燃料増側の第２噴射量の範囲内に制御されるので、ガバ
ナの作動に伴って着火性のよいパイロット燃料だけが噴
射され、始動が円滑に行われる。一方、機関の始動後
は、主燃料噴射ポンプは無規制の状態に、またパイロッ
ト燃料噴射ポンプは燃料減側の第１噴射量の範囲内に制
御されるので、ガバナに連動して主燃料が噴射されると
ともに、パイロット燃料の噴射は第１噴射量若しくはそ
れ以下に抑えられる。しかも、通常運転時のパイロット
燃料の消費量を大幅に削減できるうえに、機関を停止す
る際に、主燃料噴射ポンプによる燃料噴射を停止するだ
けで、いいかえればパイロット燃料側の噴射ポンプをと
くに操作せずに、機関の停止ができる。

【００１０】請求項２記載の燃料制御装置によれば、機
関の始動時にはパイロット燃料が十分に噴射され、機関
が確実に始動できるとともに、主燃料の噴射系に故障が
生じた場合にも、パイロット燃料だけの噴射により船舶
等を運行できる。

【００１１】

【００１２】

【実施例】以下、この発明にかかる二元燃料機関の燃料
制御装置の実施例を図面に基づいて説明する。

【００１３】図１は本実施例にかかる二元燃料機関の燃
料制御装置の全体的な概要を示す正面図である。同図に
示すように本実施例では、二元燃料機関（図示せず）
が、主燃料ｙとしてメタノールなどのアルコール系燃料
を使用する主燃料噴射ポンプ１と、パイロット燃料ｘと
して重油を使用するパイロット燃料噴射ポンプ２とを、
燃料調整用のガバナ３を中心にしてその両側に備えてい
る。噴射ポンプ１は燃料噴射量調整用のラック棒１ａ
を、また噴射ポンプ２は燃料噴射量調整用ラック棒２ａ
をそれぞれ移動自在に備え、ラック棒１ａ・２ａの移動
した位置によって、各噴射ポンプ１・２の燃料噴射量が
調整されるようになっている。

【００１４】主燃料ｙの噴射量調整軸４が回転自在に支
承され、この調整軸４に基端部を固着したリンク部材４
ａの先端部に、噴射ポンプ１のラック棒１ａの一端が枢
着されている。また、パイロット燃料ｘの噴射量調整軸
５が回転自在に支承され、この調整軸５に基端部を固着
したリンク部材５ａの先端部に、噴射ポンプ２のラック
棒２ａの一端が枢着されている。

【００１５】両側の噴射量調整軸４・５の一端は、ガバ
ナ３のアーム３ａの端部に、それぞれ一方向緩衝機構８
・９を介装した接続機構６・７により接続されている。
すなわち、調整軸４・５の一端にリンク部材４ｂ・５ｂ
の基端部が固着され、リンク部材４ｂ・５ｂの先端部に
接続杆６ｂ・７ｂが枢着され、アーム３ａが一方向に回
転すると、両側の噴射量調整軸４・５がそれぞれ燃料増
方向又は燃料減方向に回転するように接続されている。
一方向緩衝機構８（９）は、円筒体８ａ（９ａ）内にコ
イルスプリング８ｂ（９ｂ）を内装するとともに、この
コイルスプリング８ａ（９ａ）の一端に係合可能な係合
部８ｃ（９ｃ）を備えた構造で、円筒体８ａ（９ａ）の
一端と係合部８ｃ（９ｃ）とに、接続機構６（７）の接
続杆６ａ・６ｂ（７ａ・７ｂ）の一端が固着される。そ
して、各一方向緩衝機構８（９）とも、ガバナ３のアー
ム３ａが燃料増方向に回転するときに、係合部８ｃ（９
ｃ）がコイルスプリング８ｂ（９ｂ）を圧縮し、アーム
３ａが燃料減方向に回転するときには、コイルスプリン
グ８ｂ（９ｂ）を圧縮することなく、回転力がそれぞれ
直接的に噴射量調整軸４・５に伝達される。

【００１６】両側の噴射量調整軸４・５の他端は、共通
の燃料噴射停止用ハンドル１０の手動操作によって同時
に噴射量調整軸４・５が噴射停止方向に回転するよう
に、それぞれ停止用レバー１１・１２の先端（外端）部
に接続されている。すなわち、共通のハンドル１０の回
転操作により、左右の停止用レバー１１・１２の基端
（内端）部が相互に接近・離間するように、ハンドル１
０と一体回転する回転軸１０ａに２つのリンク部材１０
ｂ・１０ｃの基端部が接続され、これらのリンク部材１
０ｂ・１０ｃの先端部に、それぞれ停止用レバー１１・
１２の基端部が枢着されている。また各停止用レバー１
１・１２の先端部は、噴射量調整軸４・５に基端部が固
着されたリンク部材４ｃ・５ｃを介して接続されるが、
各停止用レバー１１・１２の先端部分にはそれぞれ長孔
１１ａ・１２ａが開設され、この長孔１１ａ・１２ａに
沿って、リンク部材４ｃ・５ｃの先端部に突設した係合
ピン４ｐ・５ｐが摺動自在に嵌入されている。この構成
により、噴射量調整軸４・５の燃料増方向への回転が許
容される。

【００１７】停止用ハンドル１０の手動操作とは別に、
遠隔操作で各噴射量調整軸４・５を停止方向に回転させ
るための停止シリンダ１３・１４のピストンロッド１３
ａ・１４ａの先端部が、噴射量調整軸４・５にそれぞれ
リンク部材４ｄ・５ｄを介して接続されている。停止シ
リンダ１３・１４内のピストンロッド１３ａ・１４ａ
は、スプリング１３ｂ・１４ｂにより噴射量調整軸４・
５の停止方向とは反対の方向に付勢され、停止シリンダ
１３・１４内に加圧エアが導入されることによりスプリ
ング１３ｂ・１４ｂに抗してピストンロッド１３ａ・１
４ａを作動し、各噴射量調整軸４・５を停止方向に回転
させる。一方、停止シリンダ１３・１４内への加圧エア
の導入を中止すると、ピストンロッド１３ａ・１４ａは
スプリング１３ｂ・１４ｂにより元の位置に復帰し、各
噴射量調整軸４・５が燃料増方向に最大限回転可能にな
る。

【００１８】パイロット燃料の噴射量調整軸５には、パ
イロット燃料噴射ポンプ２からのパイロット燃料の噴射
量を、燃料減側の第１噴射量と燃料増側の第２噴射量と
に所定の範囲内で２段階に切り換えるための切換シリン
ダ１５が、リンク部材５ｅを介して接続されている。す
なわち、切換シリンダ１５内のピストンロッド１５ａが
リンク部材５ｅの先端部に枢着され、またピストンロッ
ド１５ａはコイルスプリング１５ｂにより調整軸５を燃
料の噴射が停止する方向に付勢している。そして、本実
施例では、切換シリンダ１５内への加圧エアを導入する
ことにより、パイロット燃料の噴射量が全力時熱量の例
えば６０％以下（第２噴射量の一例）になる位置にピス
トンロッド１５ａが移動する一方、加圧エアの導入を中
止することにより、ピストンロッド１５ａはコイルスプ
リング１５ｂの付勢力により例えば１５％以下（第１噴
射量の一例）の位置へ戻る。

【００１９】主燃料の噴射量調整軸４には、二元燃料機
関に急激に負荷が作用した場合などでも、噴射ポンプ１
からの主燃料の噴射量が急激に増加しないように、最大
噴射量を制限する噴射量制限シリンダ１６が配備されて
いる。この制限シリンダ１６は、コイルスプリング１６
ｂにより主燃料の噴射を停止させる方向に付勢されたピ
ストンロッド１６ａを備えており、機関に送給される加
圧給気源Ｂから制限シリンダ１６内に加圧給気が導入さ
れると、ピストンロッド１６ａがコイルスプリング１６
ｂに抗する方向に移動する。ピストンロッド１６ａの先
端には、押圧板１６ｃが取り付けられ、噴射量調整軸４
に基端部が固着されたリンク部材４ｅの先端部を、押圧
板１６ｃを介してピストンロッド１６ａで押し付けるよ
うになっている。

【００２０】次に、上記した停止シリンダ１３・１４、
切換シリンダ１５および制限シリンダ１６の制御回路に
ついて説明する。

【００２１】図１に示すように、加圧エア源Ａに対し、
切換シリンダ１５が機関始動用電磁弁１７を介装した配
管１８により、停止シリンダ１４が機関停止用電磁弁１
９を介装した配管２０により、それぞれ接続されてい
る。また、配管１８の途中から分岐された分岐配管２１
が、始動時に機関を加圧エアで駆動するための始動管制
弁Ｐに接続されている。分岐配管２１と反対方向に配管
１８から分岐された分岐配管２２と配管２０とが接続さ
れ、分岐配管２２の途中に複式逆止弁２３が介装され、
この逆止弁２３の位置でさらに分岐された分岐配管２４
が、停止シリンダ１３に接続されている。分岐配管２４
の途中には複式逆止弁２５が介装され、また前記配管１
８の途中にも複式逆止弁２６が介装されている。そして
この複式逆止弁２６と加圧エア源Ａの間が、主燃料停止
用電磁弁２７を介装した配管２８により接続され、また
配管２８の途中から分岐された分岐配管２９が複式逆止
弁２５に接続されている。

【００２２】上記のように構成された本実施例の二元燃
料機関の燃料制御装置についてその動作を説明する。図
１において、 機関の始動時には、始動用電磁弁１７を開放すること
により、加圧エア源Ａから制御用の加圧エアが、切換シ
リンダ１５および主燃料噴射量調整軸４側の停止シリン
ダ１３、ならびに始動管制弁Ｐに同時に送給される。こ
れにより、切換シリンダ１５内のピストンロッド１５ａ
はコイルスプリング１５ｂに抗して移動し、パイロット
燃料噴射ポンプ２からのパイロット燃料ｘが、全力時熱
量の６０％まで噴射可能な状態になる。また停止シリン
ダ１３内のピストンロッド１３ａがスプリング１３ｂに
抗して押され、リンク部材４ｄを介して調整軸４が反時
計方向に回転し、ラック棒１ａが図の左側に移動して主
燃料噴射ポンプ１の主燃料ｙの噴射を停止させる。さら
に始動管制弁Ｐを介して機関の各シリンダに、加圧エア
が順に送られ、機関のピストンを強制的に駆動させる。

【００２３】機関の回転が始まり、その回転速度が上
昇するに伴ってガバナー３のアーム３ａが噴射量全開位
置（最大位置）に回転するが、主燃料ｙは噴射されず、
噴射ポンプ２からパイロット燃料ｘのみが全力時熱量の
６０％の噴射量を機関内に噴射する。パイロット燃料ｘ
のみの噴射によって着火すると、機関が始動してその回
転速度が急上昇するので、始動用電磁弁１７を閉じれば
始動作業が終了する。

【００２４】始動用電磁弁１７が閉じられることによ
り、切換シリンダ１５および主燃料噴射量調整軸４側の
停止シリンダ１３、ならびに始動管制弁Ｐへの加圧エア
の送給が中止される。これにより、切換シリンダ１５の
ピストンロッド１５ａがコイルスプリング１５ｂにより
元の位置（１５％）に戻され、調整軸５は図の反時計方
向（燃料減方向）に回転し、パイロット燃料噴射ポンプ
２からのパイロット燃料ｘが全力時熱量の１５％までし
か噴射できない状態になる。また停止シリンダ１３内の
ピストンロッド１３ａがスプリング１３ｂにより元の位
置へ戻され、調整軸４が時計方向（燃料増方向）に回転
し、主燃料噴射ポンプ１からの主燃料ｙの噴射が最大限
（１００％）まで可能な状態になる。

【００２５】 そして、ガバナー３のアーム３ａは、機
関の回転速度が急上昇するのに対応して時計方向（燃料
減方向）に回転し、調整軸５が反時計方向に回転するこ
とにより、パイロット燃料ｘの噴射量が低下して機関の
回転速度がアイドリング状態まで落ちる。なお、主燃料
側の調整軸４は噴射量０の位置にあるため、主燃料ｙの
噴射はない。

【００２６】ここで、クラッチをつなぐと、機関に負
荷がかかり、回転速度が低下するので、今度はガバナー
３のアーム３ａが反時計方向（燃料増方向）に回転し、
調整軸４・５が時計方向（燃料増方向）に回転する。こ
のため、主燃料噴射ポンプ１からの主燃料ｙの噴射が始
まり、同時にパイロット燃料噴射ポンプ２からのパイロ
ット燃料ｘの噴射量が増える。ただし、パイロット燃料
ｘの噴射量は、上記したように切換シリンダ１５によっ
て全力時熱量の１５％以下に規制されているので、それ
以上には増えない。

【００２７】以後、機関の回転速度の設定値を上昇さ
せると、ガバナー３のアーム３ａがさらに反時計方向
（燃料増方向）に回転し、調整軸４だけが時計方向に回
転して主燃料ｙの噴射量だけが増加する。一方、パイロ
ット燃料ｘの噴射量は、切換シリンダ１５により全力時
熱量の１５％に維持される。

【００２８】図２は上記した〜の過程を示す線図
で、縦軸が燃料噴射量および機関の回転速度を、横軸が
時間をそれぞれ表している。

【００２９】上記のようにして機関を運転したのち、機
関を停止するときには、停止用電磁弁１９を開放する
か、停止用ハンドル１０を時計方向に回転させればよ
い。停止用電磁弁１９を開放した場合には、加圧エアが
停止シリンダ１３および１４にそれぞれ送給され、調整
軸４・５が反時計方向に回転し、主燃料ｙおよびパイロ
ット燃料ｘの噴射が停止される。なお停止用ハンドル１
０を回転させた場合には、停止用レバー１１・１２を介
して調整軸４・５が反時計方向に回転して両燃料ｘ・ｙ
の噴射が停止する。

【００３０】一方、機関の運転中に主燃料ｙの噴射系統
に故障等が生じた場合には、主燃料停止用電磁弁２７を
開放することにより、加圧エアが主燃料側の停止シリン
ダ１３および切換シリンダ１５に送給され、主燃料ｙの
噴射が停止されると共に、パイロット燃料ｘの噴射量が
全力時熱量の６０％まで可能になって、ガバナー３のア
ーム３ａの作動に応じてパイロット燃料ｘのみが噴射さ
れることより、運行ができるようになる。

【００３１】ところで、主燃料ｙとしてメタノールを使
用しパイロット燃料ｘとして重油を使用して、テストし
た結果、通常運転時には、パイロット燃料ｘを全力時熱
量の４％まで低下させても、運転に支障がないことが確
認された。したがって、切換シリンダ１５のピストンロ
ッド１５ａの停止位置を変更し、機関の始動後にはパイ
ロット燃料ｘの噴射量を全力時熱量の１５％から４％へ
低下させるようにすれば、パイロット燃料ｘの消費量が
一層削減され、より経済的になる。

【００３２】 また、パイロット燃料ｘとして上記のよ
うに重油を使用してパイロット燃料ｘを全力時熱量の４
％以下（ただし、０％を除く）に設定する場合には、機
関の摩擦トルク以下になり、パイロット燃料ｘだけでは
機関が駆動しない。そのために、機関を停止させる際
に、主燃料ｙの噴射のみを停止するだけで機関の停止が
可能になり、パイロット燃料側の噴射ポンプ２をとくに
停止する必要がなくなるので、パイロット燃料用噴射ポ
ンプ２の停止機構（停止用レバー１１、停止シリンダ１
４およびその配管２０の一部など）が不要になり、構造
が一層簡単になる。

【００３３】

【発明の効果】以上説明したことから明らかなように、
この発明の二元燃料機関の燃料制御装置には、次のよう
な効果がある。

【００３４】（１）機関の始動時にはパイロット燃料だ
けを十分に噴射して着火させ、着火後に主燃料を噴射す
るようにしたので、機関の着火が確実に行われると共
に、着火後はパイロット燃料の噴射量が一定量以下に削
減されるので、パイロット燃料の消費が少なく経済的で
ある。また、通常運転時のパイロット燃料の消費量を大
幅に削減できるうえに、機関を停止する際に、主燃料噴
射ポンプによる燃料噴射を停止するだけで、機関の停止
ができ、またパイロット燃料用噴射ポンプの停止機構が
不要になり、構造が一層簡単になる。

【００３５】(2) 請求項２記載の燃料制御装置では、機
関の運転中に主燃料の噴射系に故障等が生じた場合に
も、パイロット燃料だけで船舶等を運行できる。

【００３６】

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の本実施例にかかる二元燃料機関の燃料
制御装置の全体的な概要を示す正面図である。

【図２】本発明の燃料制御装置による機関の始動から通
常運転に至る過程を順に示す線図で、縦軸が燃料噴射量
および機関の回転速度を、横軸が時間をそれぞれ表して
いる。

【符号の説明】

１ 主燃料噴射ポンプ ２ パイロット燃料噴射ポンプ ３ ガバナ ４・５ 燃料噴射量調整軸 ８・９ 一方向緩衝機構 １３・１４ 停止シリンダ １５ 切換シリンダ １６ 制限シリンダ １７・１９・２７ 電磁弁 １８・２０・２１・２２・２４・２８ 配管

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 榎本 武 兵庫県明石市貴崎５丁目８番70号 阪神 内燃機工業株式会社 明石工場内 (56)参考文献 特開 平２−108823（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−174122（ＪＰ，Ａ)

Claims (2)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃料調整用のガバナと、主燃料噴射ポン
   プと、パイロット燃料噴射ポンプと、両燃料噴射ポンプ
   の燃料噴射制御用ラック棒と前記ガバナとをそれぞれ燃
   料増方向への作動を吸収可能な一方向緩衝機構を介して
   連結するリンク系とを備えた二元燃料機関の燃料制御装
   置において、 前記パイロット燃料噴射ポンプによる燃料噴射を、前記
   リンク系およびラック棒を介して燃料減側の第１噴射量
   又は燃料増側の第２噴射量の範囲内に選択的に制限する
   制限手段と、 前記主燃料噴射ポンプによる燃料噴射を、前記リンク系
   およびラック棒を介して停止又は無規制に選択的に切り
   換える切換手段と、 機関の始動時に、主燃料噴射ポンプの燃料噴射が停止状
   態になるように前記切換手段を切り換えると同時に、パ
   イロット燃料噴射ポンプの燃料噴射が前記第２噴射量の
   範囲内になるように前記制限手段を切り換える一方、機
   関の始動後に、主燃料噴射ポンプの燃料噴射が無規制に
   なるように前記切換手段を切り換えると同時に、パイロ
   ット燃料噴射ポンプの燃料噴射が前記第１噴射量の範囲
   内になるように前記制限手段を切り換える制御機構とを
   設け、前記パイロット燃料として重油を用いる場合における機
   関始動後の通常運転時に、前記パイロット燃料噴射ポン
   プによる燃料噴射量を、全力時熱量の４％以下（ただ
   し、０％を除く）に設定すること を特徴とする二元燃料
   機関の燃料制御装置。
2. 【請求項２】 前記制御機構に、機関の始動後に主燃料
   噴射ポンプの燃料噴射が停止状態になるように前記切換
   手段を切り換え、パイロット燃料噴射ポンプの燃料噴射
   が前記第２噴射量の範囲内になるように前記制限手段を
   切り換える機構を加え、前記パイロット燃料噴射ポンプ
   の第２噴射量を、パイロット燃料のみによる燃料噴射で
   運行可能な噴射量に設定した請求項１記載の２元燃料機
   関の燃料制御装置。