JP6225740B2 - 内燃機関の燃料噴射制御装置 - Google Patents

Description

本発明は、噴射率が可変とされる燃料噴射弁による内燃機関の燃焼室内への燃料の噴射を制御する装置に関する。

従来、燃料噴射弁により燃料を２回に分割して噴射させ、噴射量が増加する過程にあるときに、１回目の噴射の時期を進角させることにより、１回目の噴射と２回目の噴射とのインターバルを拡大させるものがある（特許文献１参照）。特許文献１に記載のものでは、１回目の噴射による噴霧と２回目の噴射による噴霧とが重畳することを避けることができ、燃焼室内の空気の利用率を向上させることができるとしている。

特開２００９−２６４３３２号公報

しかしながら、特許文献１に記載のものでは、燃料の噴射時期を進角させることにより燃料の噴霧が燃焼室の壁面に到達し、噴霧の温度や燃料の燃焼温度が低下して、未燃燃料の排出量が増加するおそれがある。

本発明は、こうした課題を解決するためになされたものであり、その主たる目的は、未燃燃料の排出量を減少させることのできる内燃機関の燃料噴射制御装置を提供することにある。

以下、上記課題を解決するための手段、及びその作用効果について記載する。

本発明は、噴射率が可変とされる燃料噴射弁の噴射孔から、内燃機関の燃焼室内への燃料の噴射を制御する燃料噴射制御装置であって、前記機関には、前記燃焼室内の圧力を検出する圧力センサが設けられており、前記噴射孔から噴射された燃料の運動量が前記燃料と前記燃焼室内のガスとの混合気の運動量として保存されることに基づいて、前記燃料の噴射方向への到達距離を推定する到達距離推定手段と、前記到達距離推定手段により推定された前記到達距離、及び前記圧力センサにより検出された前記圧力に基づいて、前記燃料の燃焼位置を推定する燃焼位置推定手段と、前記燃焼位置推定手段により推定された前記燃焼位置と前記噴射孔から前記燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、前記燃料噴射弁による燃料の噴射率を低下させる噴射率低下手段と、を備えることを特徴とする。

上記構成によれば、燃料噴射弁の噴射孔から内燃機関の燃焼室内に燃料が噴射され、燃料の燃焼時における燃焼室内の圧力が圧力センサにより検出される。

ここで、噴射孔から噴射された燃料の運動量が混合気の運動量として保存されることに基づいて、燃料の噴射方向への到達距離が推定される。推定された到達距離、及び圧力センサにより検出された圧力に基づいて、燃料の燃焼位置が推定される。そして、推定された燃焼位置と噴射孔から燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、燃料噴射弁による燃料の噴射率が低下させられる。例えば、燃料の燃焼位置が燃焼室の壁面に到達するおそれがある場合には、燃料噴射弁による燃料の噴射率が低下させられる。噴射率が低下させられると、燃料の運動量が減少するため、燃料の燃焼位置が燃焼室の壁面に到達することが抑制される。したがって、燃料の噴霧の温度や燃料の燃焼温度が低下することを抑制することができ、未燃燃料の排出量を減少させることができる。

車両用ディーゼルエンジンの概要を示す模式図。 燃料噴霧のモデルを示す模式図。 噴霧到達距離に対する第２熱発生率を算出する手順を示すフローチャート。 噴射圧及びガス密度と、噴霧角との関係を示すマップ。 噴射圧と収縮係数との関係を示すマップ。 噴霧の運動量と追い越しとの関係を示すタイムチャート。 パイロット噴射の噴射率を低下させる手順を示すフローチャート。 噴霧到達距離と第２熱発生率との関係を示すグラフ。 クランク角度と、噴孔から燃焼室壁面までの距離との関係を示す図。 クランク角度と第１熱発生率との関係を示すグラフ。 噴霧到達距離、噴射圧、及び第２熱発生率の関係を示すグラフ。 噴霧到達距離、ガス密度、及び第２熱発生率の関係を示すグラフ。 噴射率低下前のクランク角度と噴射率との関係を示すグラフ。 噴射率低下前の燃料の燃焼領域を示す模式図。 噴射率低下後のクランク角度と噴射率との関係を示すグラフ。 噴射率低下後の燃料の燃焼領域を示す模式図。

以下、一実施形態について図面を参照して説明する。本実施形態は、車両用のディーゼルエンジン（内燃機関）に適用され、噴射率が可変とされる燃料噴射弁によるエンジンの燃焼室内への燃料の噴射を制御する燃料噴射制御装置として具体化している。

図１に示すように、車両は、エンジン１０、制御装置３０、アクセルペダルの操作量を検出するアクセルセンサ４１等を備えている。

エンジン１０は、例えば４気筒のディーゼルエンジンである。なお、図１では、１つの気筒のみを示している。エンジン１０は、シリンダ１１、ピストン１２、クランク軸１３、吸気通路１５、ターボチャージャ１６、スロットルバルブ装置１９、吸気弁１７、排気弁１８、燃料ポンプ２１、コモンレール２２、燃料噴射弁２４、排気通路２５、ＥＧＲバルブ装置５２、回転速度センサ４２、筒内圧センサ４３、吸気圧センサ４４、吸気温センサ４５、燃圧センサ４６、エアフロメータ４７、Ａ／Ｆセンサ４８、水温センサ４９等を備えている。シリンダ１１及びピストン１２によって、燃焼室１４が区画されている。

吸気通路１５には、上流側から、インタークーラ５４、スロットルバルブ装置１９、サージタンク２０、及びインテークマニホールド２０ａが設けられている。インタークーラ５４は、ターボチャージャ１６によって過給された空気を冷却する。スロットルバルブ装置１９は、ＤＣモータ等のアクチュエータ１９ａにより、スロットルバルブ１９ｂの開度を調節する。サージタンク２０と各気筒の燃焼室１４とは、インテークマニホールド２０ａにより接続されている。吸気弁１７の開閉により、インテークマニホールド２０ａと燃焼室１４とが連通及び遮断される。

燃料ポンプ２１は、燃料をコモンレール２２へ圧送する。コモンレール２２（蓄圧容器）は、燃料を蓄圧状態で保持する。燃料噴射弁２４は、ピエゾ素子を有するアクチュエータにより、燃料流路の面積を調節して燃料の噴射を行う。すなわち、燃料噴射弁２４は、燃料の噴射率を変更可能であり、例えばパイロット噴射（第１噴射）の噴射率Ｒｐとメイン噴射（第２噴射）の噴射率Ｒｍとを異ならせることができる。燃料噴射弁２４は、コモンレール２２から供給された燃料を、燃焼室１４内に噴孔（噴射孔）から直接噴射する。燃料噴射弁２４には、複数の噴孔が形成されており、噴孔の断面形状は円形となっている。

排気通路２５には、浄化装置２６が設けられている。浄化装置２６は、排気通路２５内を流通する排気を浄化する。排気弁１８の開閉により、排気通路２５と燃焼室１４とが連通及び遮断される。

吸気通路１５と排気通路２５との間には、ターボチャージャ１６が設けられている。ターボチャージャ１６は、吸気通路１５に設けられた吸気コンプレッサ１６ａと、排気通路２５に設けられた排気タービン１６ｂと、これらを連結する回転軸１６ｃとを備えている。そして、排気通路２５内を流通する排気のエネルギにより排気タービン１６ｂが回転され、その回転エネルギが回転軸１６ｃを介して吸気コンプレッサ１６ａに伝達され、吸気コンプレッサ１６ａにより吸気通路１５内の空気が圧縮される。すなわち、ターボチャージャ１６によって空気が過給される。なお、ターボチャージャ１６は、図示しない可変ベーンの開度を調節することにより、過給圧を調節可能となっている。

排気通路２５において排気タービン１６ｂの上流側部分が、ＥＧＲ通路５１を介して吸気通路１５におけるスロットルバルブ装置１９の下流側部分（サージタンク２０）に接続されている。ＥＧＲ通路５１には、ＥＧＲバルブ装置５２、ＥＧＲクーラ５３が設けられている。ＥＧＲバルブ装置５２は、ＤＣモータ等のアクチュエータ５２ａにより、ＥＧＲバルブ５２ｂの開度を調節する。ＥＧＲバルブ５２ｂの開度に応じて、排気通路２５内の排気の一部（ＥＧＲガス）が、ＥＧＲクーラ５３によって冷却された後に、吸気通路１５内の吸気に導入される。なお、アクチュエータ５２ａは、ＥＧＲバルブ５２ｂの開度を検出する機能を有している。

回転速度センサ４２は、エンジン１０の回転速度ＮＥを検出する。筒内圧センサ４３（圧力センサ）は、シリンダ１１（燃焼室１４）内の筒内圧力Ｐｃｙｌを検出する。吸気圧センサ４４は、サージタンク２０（吸気通路１５）内の圧力を検出する。吸気温センサ４５は、サージタンク２０（吸気通路１５）内の吸気温度を検出する。燃圧センサ４６は、コモンレール２２内の燃料圧力（噴射圧Ｐｃ）を検出する。エアフロメータ４７は、吸気通路１５内を流通する空気量（新気量）を検出する。Ａ／Ｆセンサ４８は、排気を浄化する浄化装置２６の下流において空燃比を検出する。水温センサ４９は、エンジン１０の冷却水温度ＴＨＷを検出する。

制御装置３０（ＥＣＵ）は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ、入出力インタフェース、記憶装置等を備えるマイクロコンピュータである。制御装置３０は、上記の各種センサの検出値に基づいて、燃料ポンプ２１の駆動、燃料噴射弁２４の駆動等を制御する。なお、制御装置３０により、燃料の噴射を制御する燃料噴射制御装置が構成されている。

図２は、燃料噴霧のモデルを示す模式図である。同図に破線で示す検査面（断面）について考察する。

燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから噴射された燃料は、微小な液滴となって略円錐形状（検査面では略三角形）で示す噴霧を形成する。燃料噴霧は、燃焼室１４内のガスを取り込みながら噴射方向（ｘ方向）へ進む。燃料噴霧の存在する領域（噴霧領域Ａ）内では、燃料とガス（空気及びＥＧＲガス）との混合気が形成されている。

燃料の微小な液滴の速度は、噴孔２４ａの出口断面Ｓ０（出口）での噴霧初速度ｖ０から空気抵抗を受けて低下する。このため、噴孔２４ａの出口断面Ｓ０で燃料が有していた運動量は、噴霧領域Ａ内の混合気の運動量に変換される。すなわち、噴孔２４ａから噴射された燃料の運動量は、噴霧領域Ａ内の混合気の運動量として保存される。特に、出口断面Ｓ０を通過する燃料の運動量が、噴孔２４ａから噴射方向へ距離ｘ（ｔ）（任意距離）の対象平面Ｓ１を通過する混合気の運動量と等しくなる。ｘ（ｔ）は、出口断面Ｓ０に燃料が到達した時間を０として、経過時間ｔでのｘ方向の距離である。

図３は、燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を算出する手順を示すフローチャートである。この一連の処理は、制御装置３０によって、エンジン１０での１噴射毎に実行される。ここでは、パイロット噴射について、燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を算出する。

まず、エンジン１０の運転状態に基づいて、燃料噴射弁２４による燃料の噴射圧Ｐｃ、噴射量Ｑ、噴射タイミングθｉｎｊ、噴射率Ｒｐ，Ｒｍを設定する（Ｓ１１）。具体的には、アクセルセンサ４１により検出されるアクセルペダルの操作量、及び回転速度センサ４２により検出されるエンジン１０の回転速度ＮＥを用いて、マップ等を参照して噴射圧Ｐｃ、噴射量Ｑ、クランク角度θに対する噴射タイミングθｉｎｊ（噴射の時期）、パイロット噴射の噴射率Ｒｐ、及びメイン噴射の噴射率Ｒｍを設定する。燃料噴射弁２４による燃料の噴射量Ｑ（パイロット噴射での噴射量及びメイン噴射での噴射量の合計）が多いほど、パイロット噴射の噴射タイミングθｉｎｊを進角させるように設定されている。

そして、コモンレール２２内の燃料圧力が設定された噴射圧Ｐｃとなるように、燃料ポンプ２１を駆動する。このとき、燃圧センサ４６により、コモンレール２２内の燃料圧力を検出する。また、後述する処理によりパイロット噴射の噴射率Ｒｐが低下させられている場合は、その低下させられた噴射率Ｒｐを設定する。パイロット噴射の噴射率Ｒｐが低下させられていない場合は、パイロット噴射の噴射率Ｒｐとメイン噴射の噴射率Ｒｍとは等しく設定されている。その後、設定された噴射タイミングθｉｎｊにおいて燃料噴射弁２４の駆動を開始して、噴射率Ｒｐのパイロット噴射及び噴射率Ｒｍのメイン噴射により噴射量Ｑの燃料を噴射させる（Ｓ１２）。なお、Ｓ１１の処理及びＳ１２の処理が、噴射手段としての処理に相当する。

続いて、燃料噴射弁２４による燃料の噴射開始から燃料の燃焼終了までの期間にわたって、クランク角度θに対する筒内圧力Ｐｃｙｌ（θ）を取得する（Ｓ１３）。具体的には、筒内圧センサ４３により、都度のクランク角度θに対する筒内圧力Ｐｃｙｌ（θ）を検出させる。

続いて、噴射タイミングθｉｎｊにおけるシリンダ１１（燃焼室１４）内のガス密度ρａを算出する（Ｓ１４）。詳しくは、以下の数式１により、ガス密度ρａを算出する。

上記において、Ｐｉｍはインテークマニホールド２０ａ（サージタンク２０）内の圧力［ｋＰａ］、Ｒは気体定数［Ｊ／Ｋ／ｍｏｌ］、Ｔｉｍはインテークマニホールド２０ａ内のガス温度［ｄｅｇ］、Ｍａｉｒは空気の分子量［ｇ／ｍｏｌ］、Ｖ０は吸気行程終了時（吸気弁全閉時）のシリンダ１１（燃焼室１４）の容積、Ｖ１は噴射タイミングθｉｎｊのシリンダ１１の容積である。圧力Ｐｉｍは吸気圧センサ４４により検出し、ガス温度Ｔｉｍは吸気温センサ４５により検出し、容積Ｖ０はシリンダ１１の設計値及び吸気弁１７の閉タイミングに基づき算出し、容積Ｖ１はシリンダ１１の設計値及び噴射タイミングθｉｎｊに基づき算出する。なお、ＥＧＲガスの再循環を行っている場合等は、空気の分子量に代えてガスの組成を考慮した分子量を用いてもよい。

続いて、燃料噴霧の広がり角度である噴霧角θ０を算出する（Ｓ１５）。詳しくは、噴射圧Ｐｃ及びガス密度ρａを用いて、図４のマップを参照して噴霧角θ０を算出する。図４は、噴射圧Ｐｃ及びガス密度ρａと、噴霧角θ０との関係を示すマップであり、実験等に基づいて予め設定されている。同図に示すように、噴射圧Ｐｃが高い（噴孔２４ａから噴射される燃料の平均運動量が大きい）ほど、噴孔２４ａから噴射される燃料の噴霧角θ０（噴霧の広がり角度）が大きくなる（図２参照）。このため、噴射圧Ｐｃが高いほど、噴霧角θ０を大きくするように補正する（第１広がり角度補正手段）。また、ガス密度ρａ（空気の密度）が大きいほど、噴孔２４ａから噴射された燃料が燃焼室１４内のガス（空気）に当たって拡散する度合いが強くなる。このため、ガス密度ρａが大きいほど、噴孔２４ａから噴射された燃料の噴霧角θ０が大きくなる。したがって、ガス密度ρａが大きいほど、噴霧角θ０を大きくするように補正する（第２広がり角度補正手段）。

続いて、噴射される燃料の初速度の代表値である噴霧初速度ｖ０、及び噴霧初速度ｖ０に到達するまでの到達角度遅れθｄｌｙを算出する（Ｓ１６）。以下の数式２により、燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから噴射される燃料の初速度の代表値である噴霧初速度ｖ０（代表速度）を算出する。

上記において、ｃは収縮係数、Ｐｃは噴射圧、Ｐｃｙｌ（θｉｎｊ）は噴射タイミングθｉｎｊにおけるシリンダ１１（燃焼室１４）内の圧力［ｋＰａ］、ρｆは燃料密度［ｍｇ／ｍｍ３］である。収縮係数ｃは、噴射圧Ｐｃを用いて、図５のマップを参照して算出する。図５は、噴射圧Ｐｃと収縮係数ｃとの関係を示すマップであり、実験等に基づいて予め設定されている。同図に示すように、噴射圧Ｐｃが高いほど、収縮係数ｃが小さくなる。筒内圧力Ｐｃｙｌ（θｉｎｊ）は、筒内圧センサ４３により検出する。

図６は、噴霧の運動量と追い越しとの関係を示すタイムチャートである。図６（ａ）に示すように、噴孔２４ａから噴射される燃料の運動量（噴霧初速度ｖ０）は、噴射開始時には低く、噴射開始からの経過時間ｔが長くなるにつれて大きくなり、その後に一定となった後に小さくなる。ここで、図６（ｂ）に示すように、噴孔２４ａから噴射される燃料の運動量（噴霧初速度ｖ０）に応じて、噴射からの経過時間ｔに対する燃料の到達距離ｘが変化する。例えば、図６（ａ）に示すＢ点，Ｃ点の運動量をそれぞれ持つ燃料は、図６（ｂ）にそれぞれＢ，Ｃで示すグラフのように到達距離ｘが変化する。このため、低い初速度（Ｂ点）で噴射された燃料が、その後に噴射された高い初速度（Ｃ点）の燃料に追い越される現象が生じる。

上記数式２により算出される噴霧初速度ｖ０（代表速度）は、Ｃ点での噴霧初速度ｖ０に到達するまでの到達時間遅れｔｄｌｙが経過して、噴射圧Ｐｃが実際にコモンレール２２内の燃料圧力になった時の噴霧初速度ｖ０となる。このため、Ｃ点の噴霧初速度ｖ０に基づき算出される燃料噴霧の到達距離ｘは、全ての燃料の到達距離ｘの最大値となる。なお、図６（ａ）の特性は、実験等に基づいて、噴射圧Ｐｃ、噴射量Ｑ、及び到達時間遅れｔｄｌｙ（経過時間ｔ）と、燃料の運動量との関係として予め設定しておくことができる。このため、噴霧初速度ｖ０として、代表速度ではなく、各時刻における噴霧初速度ｖ０を用いることもできる。そして、各時刻における噴霧初速度ｖ０に基づき算出される到達距離ｘの最大値を、燃料噴霧の到達距離ｘとしてもよい。すなわち、燃料噴射弁２４による燃料の噴射期間中に、噴孔２４ａから噴射される燃料の噴霧初速度ｖ０に基づき推定される全ての燃料の到達距離ｘの最大値を、燃料の到達距離ｘとして推定する。

そして、噴射圧Ｐｃ、噴射量Ｑ、及び到達時間遅れｔｄｌｙ（経過時間ｔ）と、燃料の運動量との関係は、設定された噴射率Ｒｐ，Ｒｍ、詳しくは設定された噴射率Ｒｐ，Ｒｍの立ち上がりにおける傾き（上昇率）に応じて変化する。具体的には、噴射率Ｒｐ，Ｒｍの立ち上がりにおける傾きが小さいほど、到達時間遅れｔｄｌｙが長くなる。

また、噴霧初速度ｖ０に到達するまでのクランク角度θの遅れ角度である到達角度遅れθｄｌｙを算出する。到達角度遅れθｄｌｙは、到達時間遅れｔｄｌｙに対応するクランク角度である。このため、以下の数式３により、到達角度遅れθｄｌｙを算出する。

上記において、ｔｄｌｙは実験等に基づき予め設定された到達時間遅れ、ＮＥはエンジン１０の回転速度である。回転速度ＮＥは回転速度センサ４２により検出する。

続いて、以下の数式４により、クランク角度θに対する第１熱発生率ＲＯＨＲ（θ）を算出する（Ｓ１７）。数式４は、熱力学方程式及び気体の状態方程式に基づいて導出される（第１熱発生率推定手段）。

上記において、Ｃｖは定積モル比熱［Ｊ／ｍｏｌ／Ｋ］、Ｒは気体定数［Ｊ／Ｋ／ｍｏｌ］、Ｖ（θ）はクランク角度θに対するシリンダ１１（燃焼室１４）の容積、Ｐｃｙｌ（θ）はＳ１３で算出したクランク角度θに対する筒内圧である。容積Ｖ（θ）は、シリンダ１１の設計値及びクランク角度θに基づき算出する。

続いて、クランク角度θに対する燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）を算出する（Ｓ１８）。詳しくは、図２に示すように、出口断面Ｓ０を通過する燃料の運動量が、距離ｘ（ｔ）の対象平面Ｓ１を通過する混合気の運動量と等しくなることから、以下の数式５が成立する。なお、対象平面Ｓ１では通過する燃料の質量が通過する空気の質量と比較して小さいことから、対象平面Ｓ１での燃料の運動量を無視している。

上記において、ρｆは燃料密度、ｄは噴孔２４ａの径、ｖ０はＳ１６で算出した噴霧初速度、ρａはＳ１４で算出した筒内ガス密度、θ０はＳ１５で算出した噴霧角、ｗ（ｔ）は対象平面Ｓ１での混合気の速度である。数式５を変形することにより、速度ｗ（ｔ）は以下の数式６で表される。

ｗ（ｔ）＝ｄｘ／ｄｔであることから、数式６を積分して変形することにより、経過時間ｔに対する噴霧の到達距離ｘ（ｔ）は以下の数式７で表される。

ここで、上記数式７において、クランク角度θでの燃料の噴射開始からの経過時間ｔを、以下の数式８により算出する。

上記において、ＮＥはクランク角度θに対応するエンジン１０の回転速度、θはクランク角度、θｉｎｊはＳ１１で設定した噴射タイミング、θｄｌｙはＳ１６で算出した到達角度遅れである。回転速度ＮＥは、回転速度センサ４２により検出する。上述したように、到達角度遅れθｄｌｙが経過した時点の噴霧初速度ｖ０で、燃料全体の噴霧初速度ｖ０を代表している。このため、その代表する噴霧初速度ｖ０を有する燃料では、噴射開始からの経過時間ｔは、実質的に到達角度遅れθｄｌｙに相当する時間分だけ短くなる。また、経過時間ｔが負の値にならないように、算出された経過時間ｔと０との最大値ｍａｘを経過時間ｔとして用いる。

数式８を数式７に代入することにより、クランク角度θに対する噴霧の到達距離ｘ（θ）は、以下の数式９で表される。

上記において、各文字の物理的意味は、上記数式６，８と同様である。この数式９により、クランク角度θに対する燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）を算出する。ここでは、パイロット噴射に関して、噴射タイミングθｉｎｊから噴射された燃料の燃焼が終了するまでの期間を含むクランク角度θの演算範囲（θｉｎｊ〜θｅｎｄ）について、到達距離ｘ（θ）を算出する（到達距離推定手段）。

続いて、到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を算出する（Ｓ１９）。
ここで、Ｓ１７で算出した第１熱発生率ＲＯＨＲ（θ）と、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）との間には、以下の数式１０の関係が成り立つ。

上記において、ＲＯＨＲ（θ）はＳ１７で算出した第１熱発生率、ｄθはクランク角度θの微小な変化量、ｄｘはその微小な変化量ｄθに対応する到達距離ｘ（θ）の微小な変化量である。変化量ｄｘはクランク角度θの変化量に対応する到達距離ｘ（θ）の変化量として、数式９により算出する。数式１０により、上記演算範囲について、到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を算出する（第２熱発生率推定手段）。第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）は、噴射された燃料の噴射方向の到達距離ｘ（θ）と熱発生率との関係、すなわち燃料の燃焼位置（燃焼領域）を表している。

図７は、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）に基づいて、パイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる手順を示すフローチャートである。この一連の処理は、制御装置３０によって、エンジン１０での１噴射毎に実行される。

まず、燃焼行程における燃焼室１４内の平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒよりも低いか否か判定する（Ｓ２１）。具体的には、気体の状態方程式に基づいて、シリンダ１１（燃焼室１４）の筒内圧力Ｐｃｙｌ（θ）及びシリンダ１１の容積Ｖ（θ）から、都度のシリンダ１１内の温度Ｔ（θ）を算出する。Ｐｃｙｌ（θ）はＳ１３で算出したクランク角度θに対する筒内圧であり、容積Ｖ（θ）はシリンダ１１の設計値及びクランク角度θに基づき算出する。そして、クランク角度θの演算範囲（θｉｎｊ〜θｅｎｄ）で温度Ｔ（θ）を平均して平均温度Ｔａｖを算出し、平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒよりも低いか否か判定する。所定温度Ｔｒは、未燃燃料の排出を抑制することのできる温度であり、例えば１４００［Ｋ］に設定されている。

Ｓ２１の判定において、燃焼行程における燃焼室１４内の平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒよりも低くないと判定した場合（Ｓ２１：ＮＯ）、この一連の処理を終了する（ＥＮＤ）。すなわち、平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒ以上の場合には、燃料の燃焼位置が燃焼室１４の壁面１２ａに到達したとしても、燃料の噴霧の温度や燃料の燃焼温度が低下する可能性は低い。このため、パイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる処理を行わない。

一方、Ｓ２１の判定において、燃焼行程における燃焼室１４内の平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒよりも低いと判定した場合（Ｓ２１：ＹＥＳ）、燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を読み込む（Ｓ２２）。詳しくは、図３のフローチャートのＳ１９で算出した第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）を読み込む。これにより、図８に示すように、到達距離ｘ（θ）と第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）との関係が取得される。

続いて、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）が最大となる燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋを取得する（Ｓ２３）。燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから噴射された燃料は、噴射方向へ進みつつ、燃え始めて燃焼の勢いが強くなった後に燃え尽きる。このため、図８に示すように、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）は、到達距離ｘが長くなるにつれて大きくなり、ピーク（最大値）となった後に小さくなる。ここでは、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）がピークとなる到達距離ｘを、到達距離ｘｐｅａｋとして取得する（燃焼位置推定手段）。第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）が最大となる噴射方向への燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋは、噴射された燃料の燃焼の中心位置を反映する指標となり、燃料の燃焼位置（燃焼状態の空間的偏り）を表す。

続いて、燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌを算出する（Ｓ２４）。図９に示すように、エンジン１０のクランク角度θに応じて、燃焼室１４を区画するピストン１２の位置が変化する。このため、燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌ（θ）は、クランク角度θに応じて変化する。そこで、図９の下側に示すように、クランク角度θと壁面距離Ｌｗｌ（θ）との関係を示すマップ等を、予め実験や設計値等に基づき設定しておく。そして、このマップを用いて、クランク角度θに基づいて、噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌ（θ）を算出する（壁面距離推定手段）。

続いて、燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋが壁面距離Ｌｗｌよりも長いか否か判定する（Ｓ２５）。噴射された燃料が燃焼室１４の壁面１２ａやその近傍まで到達した場合には、噴射燃料とガスとの混合気の温度や混合気の燃焼温度が低下するため、未燃燃料が生じ易くなる。そこで、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）が最大となる燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋが壁面距離Ｌｗｌよりも長いか否か、すなわち噴射された燃料の燃焼の中心位置が燃焼室１４の壁面１２ａに到達しているか否か判定する。

Ｓ２５の判定において、燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋが壁面距離Ｌｗｌよりも長くないと判定した場合（Ｓ２５：ＮＯ）、この一連の処理を終了する（ＥＮＤ）。すなわち、パイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる処理を行わない。

一方、Ｓ２５の判定において、燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋが壁面距離Ｌｗｌよりも長いと判定した場合（Ｓ２５：ＹＥＳ）、パイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる（Ｓ２６）。具体的には、Ｓ１１の処理において、アクセルペダルの操作量及びエンジン１０の回転速度ＮＥをマップ等に適用して設定されたパイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる（噴射率低下手段）。詳しくは、設定されたパイロット噴射の噴射率Ｒｐの立ち上がりにおける傾き（上昇率）を小さくする。このため、パイロット噴射の噴射率Ｒｐの立ち上がりにおける傾きはメイン噴射の噴射率Ｒｍの立ち上がりにおける傾きよりも小さくなる、すなわちパイロット噴射の噴射率Ｒｐはメイン噴射の噴射率Ｒｍよりも低下させられる。なお、この低下させられたパイロット噴射の噴射率Ｒｐは、燃料噴射弁２４による次回の燃料噴射に適用される。その後、この一連の処理を終了する（ＥＮＤ）。

図１０は、クランク角度θと第１熱発生率ＲＯＨＲ（θ）との関係を示すグラフである。クランク角度θに対して、第１熱発生率ＲＯＨＲ（θ）は同図に示すように変化する。

ここで、噴射圧Ｐｃのみを変化させると、到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）は、図１１に示すように変化する。したがって、噴射圧Ｐｃに応じて、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）がピーク（最大値）となる到達距離ｘｐｅａｋ、すなわち燃料の燃焼位置が変化する。その結果、燃料の燃焼位置と燃焼室１４の壁面１２ａとの位置関係が変化する。

また、ガス密度ρａのみを変化させると、到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）は、図１２に示すように変化する。したがって、ガス密度ρａに応じて、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）がピーク（最大値）となる到達距離ｘｐｅａｋ、すなわち燃料の燃焼位置が変化する。その結果、燃料の燃焼位置と燃焼室１４の壁面１２ａとの位置関係が変化する。さらに、ガス密度ρａは、燃料の噴射タイミングθｉｎｊによっても変化する。詳しくは、噴射タイミングθｉｎｊが圧縮上死点から離れるほど、ガス密度ρａは小さくなる。

この点、本実施形態によれば、推定された燃焼位置と噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌとの位置関係に基づいて、燃料噴射弁２４による燃料の噴射率が低下させられる。

図１３は噴射率を低下させる前のクランク角度と噴射率との関係を示すグラフであり、図１４は噴射率を低下させる前の燃料の燃焼領域を示す模式図である。なお、図１４は、パイロット噴射による燃料の燃焼領域を示している。

図１３に示すように、噴射率を低下させる前には、パイロット噴射の噴射率Ｒｐの傾きとメイン噴射の噴射率Ｒｍの傾きは等しく設定されている。ここで、噴射される燃料の微粒化等の観点から、燃料の噴射率は高い方が望ましい。しかしながら、噴射圧Ｐｃやガス密度ρａ、噴射タイミングθｉｎｊ等に応じて、燃料の燃焼位置と燃焼室１４の壁面１２ａとの位置関係が変化する。このため、図１４に示すように、パイロット噴射による燃料の燃焼領域ＢＡ（燃焼位置）が、燃焼室１４の壁面１２ａに到達することがある。この場合には、噴射燃料とガスとの混合気の温度や混合気の燃焼温度が低下するため、未燃燃料が生じ易くなる。

そこで、図１５に示すように、設定されたパイロット噴射の噴射率Ｒｐの立ち上がりにおける傾き（破線）を、小さくするように補正される（実線）。その結果、図１６に示すように、パイロット噴射による燃料の燃焼領域ＢＡは、燃焼室１４の壁面１２ａよりも内側に変化する。

以上詳述した本実施形態は、以下の利点を有する。

・噴孔２４ａから噴射された燃料の運動量が混合気の運動量として保存されることに基づいて、燃料の噴射方向への到達距離ｘ（θ）が推定される。推定された到達距離ｘ（θ）、及び筒内圧センサ４３により検出された筒内圧力Ｐｃｙｌに基づいて、燃料の燃焼位置が推定される。そして、推定された燃焼位置と噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌとの位置関係に基づいて、燃料噴射弁２４による燃料の噴射率が低下させられる。具体的には、パイロット噴射による燃料噴霧の到達距離ｘｐｅａｋが壁面距離Ｌｗｌよりも長いと判定された場合に、パイロット噴射の噴射率Ｒｐが低下させられる。噴射率が低下させられると、燃料の運動量が減少するため、燃料の燃焼位置が燃焼室１４の壁面１２ａに到達することが抑制される。したがって、燃料の噴霧の温度や燃料の燃焼温度が低下することを抑制することができ、未燃燃料の排出量を減少させることができる。

・エンジン１０のクランク角度θに応じて、燃焼室１４を区画するピストン１２の位置が変化する。このため、燃料噴射弁２４の噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの距離は、クランク角度θに応じて変化する。この点、クランク角度θに基づいて、噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌが推定されるため、壁面距離Ｌｗｌを精度良く推定することができる。

・推定された燃焼位置と噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌとの位置関係に基づいて、パイロット噴射の噴射率Ｒｐがメイン噴射の噴射率Ｒｍよりも低下させられる。したがって、メイン噴射の噴射率Ｒｍをパイロット噴射の噴射率Ｒｐよりも高くしつつ、パイロット噴射による燃料の燃焼位置が燃焼室１４の壁面１２ａに到達することを抑制することができる。

・燃料噴射弁２４による燃料の噴射量が多いほど、燃料噴射弁２４によるパイロット噴射の噴射タイミングθｉｎｊが進角させられる。このため、パイロット噴射による噴霧とメイン噴射による噴霧とが重畳することを抑制することができ、燃焼室１４内の空気の利用率を向上させることができる。

・エンジン１０の燃焼行程において燃焼室１４内の平均温度Ｔａｖが、未燃燃料の排出を抑制することのできる所定温度Ｔｒよりも低いことを条件として、推定された燃焼位置と壁面距離Ｌｗｌとの位置関係に基づいて、燃料噴射弁２４による燃料の噴射率が低下させられる。したがって、必要のある場合にのみ燃料の噴射率を低下させ、必要のない場合には噴射率を維持して燃料の微粒化等を促進させることができる。

・燃料噴射弁２４による燃料の噴射期間中に、噴孔２４ａから噴射される燃料の噴霧初速度ｖ０に基づき推定される全ての燃料の到達距離ｘ（θ）の最大値が、燃料の到達距離ｘ（θ）として推定される。このため、燃料の噴霧初速度ｖ０の相違に起因する噴射燃料の追い越しを考慮して、燃料の到達距離ｘ（θ）を精度良く推定することができる。

・推定された第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）が最大となる噴射方向への燃料の到達距離ｘｐｅａｋは、噴射された燃料の燃焼の中心位置を反映する指標となる。このため、到達距離ｘｐｅａｋを燃料の燃焼位置として推定することにより、燃焼位置を簡易に捉えることができる。

なお、上記実施形態を、以下のように変更して実施することもできる。

・燃料噴射弁２４による燃料の噴射量Ｑ（パイロット噴射での噴射量及びメイン噴射での噴射量の合計）が多いほど、パイロット噴射の噴射タイミングθｉｎｊを進角させる制御を省略することもできる。

・図７のＳ２１の処理を省略することもできる。すなわち、燃焼行程における燃焼室１４内の平均温度Ｔａｖが所定温度Ｔｒよりも低いか否かにかかわらず、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）に基づいてパイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる処理を実行してもよい。

・上記実施形態では、クランク角度θに基づいて、噴孔２４ａから燃焼室１４の壁面１２ａまでの壁面距離Ｌｗｌを推定した。しかしながら、燃料の噴射タイミングθｉｎｊに対して壁面距離Ｌｗｌが略一定とみなせるのであれば、壁面距離Ｌｗｌをシリンダ１１及びピストン１２の設計値に基づく一定値とすることもできる。

・燃料噴射弁２４による燃料の噴射開始から噴射終了までの第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の積算値に対して、噴射開始からの第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の積算値が所定割合（例えば５０％）となる、噴射方向への燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）は、噴射された燃料の燃焼の所定位置（例えば中心位置）を反映する指標となる。このため、燃料の噴射開始から推定された第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の積算値が、燃料の噴射期間全体における第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の積算値の所定割合となる噴射方向への燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）を、燃料の燃焼位置として推定することもできる（燃焼位置推定手段）。これにより、燃料の燃焼位置を簡易に捉えることができる。

・燃料噴霧の到達距離ｘ（θ）に対する第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の重心位置は、噴射された燃料の燃焼の中心位置を反映する指標となる。このため、燃料の噴射期間全体において、推定された到達距離ｘ（θ）と推定された第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）との乗算値の積算値を、推定された第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）の積算値で除算した燃焼重心位置ｘｃｅｎを、燃料の燃焼位置として推定することもできる（燃焼位置推定手段）。これにより、燃料の燃焼位置を簡易に捉えることができる。具体的には、以下の数式１１により、燃焼重心位置ｘｃｅｎを算出する。

・噴孔２４ａ（噴射孔）から噴射される燃料の運動量が大きいほど、噴霧角θ０（広がり角度）を大きくするように補正する第１広がり角度補正手段を省略することもできる。また、ガス密度ρａが大きいほど、噴霧角θ０を大きくするように補正する第２広がり角度補正手段を省略することもできる。それらの場合は、噴霧角θ０として、予め実験等に基づき設定した所定値を用いることができる。

・上記実施形態では、パイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させる処理として、パイロット噴射の噴射率Ｒｐの立ち上がりにおける傾き（上昇率）を小さくした。しかしながら、この処理に代えて又はこの処理と共に、パイロット噴射の噴射率Ｒｐの最大値を低下させてもよい。こうした構成によっても、上記実施形態に準じた作用効果を奏することができる。

・上記実施形態では、第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）に基づいてパイロット噴射の噴射率Ｒｐを低下させたが、メイン噴射のみを実行して第２熱発生率ＲＯＨＲ（ｘ）に基づいてメイン噴射の噴射率Ｒｍを低下させてもよい。

・上記実施形態では、燃料の噴射率を変更可能な燃料噴射弁２４により噴射率を低下させた。しかしながら、燃料ポンプ２１による燃料圧送の調節や、コモンレール２２と異なる圧力の燃料を蓄圧状態で保持するサブレールとコモンレール２２（燃料噴射弁２４）との接続状態の切り替え等により、燃料の噴射率を低下させることもできる。要するに、燃料噴射弁２４による燃料の噴射率が可変とされる構成であればよい。

１０…エンジン、１４…燃焼室、２４…燃料噴射弁、２４ａ…噴孔、３０…制御装置、４３…筒内圧センサ。

Claims (7)

1. 噴射率が可変とされる燃料噴射弁（２４）の噴射孔（２４ａ）から、内燃機関（１０）の燃焼室（１４）内への燃料の噴射を制御する燃料噴射制御装置（３０）であって、前記機関には、前記燃焼室内の圧力を検出する圧力センサ（４３）が設けられており、
   前記噴射孔から噴射された燃料の運動量が前記燃料と前記燃焼室内のガスとの混合気の運動量として保存されることに基づいて、前記燃料の噴射方向への到達距離を推定する到達距離推定手段と、
   前記到達距離推定手段により推定された前記到達距離、及び前記圧力センサにより検出された前記圧力に基づいて、前記燃料の燃焼位置を推定する燃焼位置推定手段と、
   前記燃焼位置推定手段により推定された前記燃焼位置と前記噴射孔から前記燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、前記燃料噴射弁による燃料の噴射率を低下させる噴射率低下手段と、
   を備え、
   前記燃焼位置推定手段は、前記到達距離推定手段により推定された前記到達距離に対する前記燃料の燃焼による熱発生率が最大となる前記噴射方向への前記燃料の距離を、前記燃焼位置として推定することを特徴とする内燃機関の燃料噴射制御装置。
2. 噴射率が可変とされる燃料噴射弁（２４）の噴射孔（２４ａ）から、内燃機関（１０）の燃焼室（１４）内への燃料の噴射を制御する燃料噴射制御装置（３０）であって、前記機関には、前記燃焼室内の圧力を検出する圧力センサ（４３）が設けられており、
   前記噴射孔から噴射された燃料の運動量が前記燃料と前記燃焼室内のガスとの混合気の運動量として保存されることに基づいて、前記燃料の噴射方向への到達距離を推定する到達距離推定手段と、
   前記到達距離推定手段により推定された前記到達距離、及び前記圧力センサにより検出された前記圧力に基づいて、前記燃料の燃焼位置を推定する燃焼位置推定手段と、
   前記燃焼位置推定手段により推定された前記燃焼位置と前記噴射孔から前記燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、前記燃料噴射弁による燃料の噴射率を低下させる噴射率低下手段と、
   を備え、
   前記燃焼位置推定手段は、前記燃料噴射弁による前記燃料の噴射期間全体において、前記到達距離推定手段により推定された前記到達距離と前記燃料の燃焼による熱発生率との乗算値の積算値を、熱発生率の積算値で除算した燃焼重心位置を、前記燃焼位置として推定することを特徴とする内燃機関の燃料噴射制御装置。
3. 前記機関のクランク角度に基づいて、前記壁面距離を推定する壁面距離推定手段を備える請求項１又は２に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
4. 前記機関の燃焼行程において、前記燃料噴射弁により第１噴射、及び前記第１噴射の後に第２噴射を実行させる噴射手段を備え、
   前記噴射率低下手段は、前記燃焼位置推定手段により推定された前記燃焼位置と前記噴射孔から前記燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、前記第１噴射の噴射率を前記第２噴射の噴射率よりも低下させる請求項１〜３のいずれか１項に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
5. 前記噴射手段は、前記燃料噴射弁による燃料の噴射量が多いほど、前記燃料噴射弁による前記第１噴射の時期を進角させる請求項４に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
6. 前記噴射率低下手段は、前記機関の燃焼行程において前記燃焼室内の平均温度が未燃燃料の排出を抑制することのできる所定温度よりも低いことを条件として、前記燃焼位置推定手段により推定された前記燃焼位置と前記噴射孔から前記燃焼室の壁面までの壁面距離との位置関係に基づいて、前記燃料噴射弁による燃料の噴射率を低下させる請求項１〜５のいずれか１項に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
7. 前記到達距離推定手段は、前記燃料噴射弁による前記燃料の噴射期間中に、前記噴射孔から噴射される前記燃料の初速度に基づき推定される全ての燃料の前記到達距離の最大値を、前記到達距離として推定する請求項１〜６のいずれか１項に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。