JPH09268936A - 空冷式多気筒内燃機関 - Google Patents

空冷式多気筒内燃機関

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JPH09268936A
JPH09268936A JP8078907A JP7890796A JPH09268936A JP H09268936 A JPH09268936 A JP H09268936A JP 8078907 A JP8078907 A JP 8078907A JP 7890796 A JP7890796 A JP 7890796A JP H09268936 A JPH09268936 A JP H09268936A
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air
cylinders
cylinder
fuel ratio
temperature
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Yukio Otake
幸夫 大竹
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Original Assignee
Toyota Motor Corp
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Publication date
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 空冷式内燃機関において気筒間で温度差を生
じても各気筒の空燃比を目標空燃比に維持する。 【解決手段】 多数の気筒４ａ，４ｂ，４ｃ，５ａ，５
ｂ，５ｃを具備した空冷式内燃機関において一対の気筒
４ａ，４ｃに夫々温度センサ１２，１３を取付けて気筒
間の温度差を検出する。温度の高い気筒４ｃ，５ｃへの
供給燃料を減量し、温度の低い気筒４ａ，５ａへの供給
燃料を増量して各気筒の空燃比を目標空燃比に一致させ
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は空冷式多気筒内燃機
関に関する。
【０００２】
【従来の技術】水冷式多気筒内燃機関では各気筒の温度
が必ずしも同一温度にはならない。そこで機関本体内に
形成されたウォータージャケットの冷却水出口部におけ
る冷却水温を温度センサにより検出してこの冷却水温か
ら各気筒の温度を推定し、各気筒の空燃比がノッキング
の発生しない最適な空燃比となるように制御するように
した水冷式多気筒内燃機関が公知である（特開昭６０−
２０６２５５号公報）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで水冷式多気筒
内燃機関では機関運転中各気筒の温度はほとんど変化せ
ず安定しており、従って上述の内燃機関におけるように
ウォータージャケットの冷却水出口部における冷却水温
を検出すればこの冷却水温から各気筒の温度を推定しう
るものと考えられる。しかしながら空冷式多気筒内燃機
関では冷却風の風量によって各気筒の温度が大きく変化
し、しかも気筒間の温度差が大きく変動するので上述の
水冷式多気筒内燃機関におけるように特定の一ケ所の温
度を検出してこの温度のみから各気筒の温度を推定する
ことが不可能であるという問題がある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】上記問題点を解決するた
めに１番目の発明によれば、冷却風の流れ方向において
互いに間隔を隔てて配置された複数個の気筒を具備した
空冷式多気筒内燃機関において、少くとも一対の気筒に
温度センサを取付けてこれら温度センサにより一対の気
筒間の温度差を検出し、この温度差に基づいて各気筒の
空燃比が目標空燃比となるように空燃比を制御する空燃
比制御手段を具備している。即ち、気筒間において温度
差を生じると気筒間において吸入空気量に差を生じる。
このように吸入空気量に差が生じても各気筒の空燃比が
目標空燃比となるように温度センサにより検出された気
筒間の温度差に基づいて空燃比が制御される。
【０００５】２番目の発明では１番目の発明において、
空燃比制御手段は燃料噴射量を制御することによって空
燃比を目標空燃比に制御するようにしている。３番目の
発明では１番目の発明において、各気筒周りを流れる冷
却風の風量に基づいて気筒間の温度差を推定する温度差
推定手段を具備し、温度センサの少くとも一方に異常が
生じたときに空燃比制御手段は温度差推定手段により推
定された気筒間の温度差に基づいて各気筒の空燃比を目
標空燃比に制御するようにしている。即ち、温度センサ
の少くとも一方に異常を生じたときには冷却風の風量に
基づき推定される気筒間の温度差に基づいて空燃比が目
標空燃比に制御される。
【０００６】４番目の発明では、冷却風の流れ方向にお
いて互いに間隔を隔てて配置された複数個の気筒を具備
した空冷式多気筒内燃機関において、各気筒周りを流れ
る冷却風の風量に基づいて気筒間の温度差を推定する温
度差推定手段と、温度差推定手段により推定された気筒
間の温度差に基づいて各気筒の空燃比が目標空燃比とな
るように空燃比を制御する空燃比制御手段を具備してい
る。即ち、この発明では冷却風の風量に基づき推定され
る気筒間の温度差に基づいて空燃比が目標空燃比に制御
される。
【０００７】
【発明の実施の形態】以下本発明を航空機用レシプロエ
ンジンに適用した場合について説明する。図１において
１はプロペラ２を駆動するための水平対向６気筒エンジ
ン、３はシリンダブロック、４ａ，４ｂ，４ｃ，５ａ，
５ｂ，５ｃは周囲に冷却用フィンを形成した気筒、６は
吸気マニホルド集合部、７は吸気マニホルド集合部６か
ら各気筒４ａ，４ｂ，４ｃ，５ａ，５ｂ，５ｃに向けて
延びる吸気マニホルド枝管、８は各吸気マニホルド枝管
７に夫々取付けられた燃料噴射弁を示す。
【０００８】気筒４ａ，４ｂ，４ｃは冷却風の流れ方向
に沿って互いに間隔を隔てて整列配置され、これらの気
筒のうちで気筒４ａは冷却風の流れ方向において上流側
に位置し、気筒４ｃは冷却風の流れ方向において下流側
に位置する。従って以下、気筒４ａを上流側気筒と称
し、気筒４ｃを下流側気筒と称し、これら気筒４ａと気
筒４ｃの間に位置する気筒４ｂを中間気筒と称する。
【０００９】同様に気筒５ａ，５ｂ，５ｃも冷却風の流
れ方向に沿って互いに間隔を隔てて整列配置され、これ
ら気筒のうちで気筒５ａは冷却風の流れ方向において上
流側に位置し、気筒５ｃは冷却風の流れ方向において下
流側に位置する。従って以下、気筒５ａを上流側気筒と
称し、気筒５ｃを下流側気筒と称し、これら気筒５ａと
気筒５ｃの間に位置する気筒５ｂを中間気筒と称する。
【００１０】電子制御ユニット２０はディジタルコンピ
ュータからなり、双方向性バス２１によって相互に接続
されたＲＯＭ（リードオンリメモリ）２２、ＲＡＭ（ラ
ンダムアクセスメモリ）２３、ＣＰＵ（マイクロプロセ
ッサ）２４、入力ポート２５および出力ポート２６を具
備する。吸気マニホルド集合部６には吸気マニホルド集
合部６内の絶対圧に比例した出力電圧を発生する圧力セ
ンサ９が取付けられ、この圧力センサ９の出力電圧が対
応するＡＤ変換器２７を介して入力ポート２５に入力さ
れる。また、シリンダブロック３には機関回転数を表わ
す出力パルスを発生するクランク角センサ１０が取付け
られ、このクランク角センサ１０の出力パルスが入力ポ
ート２５に入力される。
【００１１】また、航空機は飛行速度を検出するための
ピトー管１１を具備しており、このピトー管１１による
検出信号が対応するＡＤ変換器２７を介して入力ポート
２５に入力される。また、上流側気筒４ａのシリンダヘ
ッドには上流側気筒４ａの温度に比例した出力電圧を発
生する温度センサ１２が取付けられ、この温度センサ１
２の出力電圧は対応するＡＤ変換器２７を介して入力ポ
ート２５に入力される。一方、下流側気筒４ｃのシリン
ダヘッドには下流側気筒４ｃの温度に比例した出力電圧
を発生する温度センサ１３が取付けられ、この温度セン
サ１３の出力電圧は対応するＡＤ変換器２７を介して入
力ポート２５に入力される。更に、入力ポート２５には
大気圧を示す大気圧センサ１４の出力信号が対応するＡ
Ｄ変換器２７を介して入力される。一方、出力ポート２
６は対応する駆動回路２８を介して各燃料噴射弁８に接
続される。
【００１２】本発明による実施例では次式に基づいて各
燃料噴射弁８からの燃料噴射時間ＴＡＵが算出される。 ＴＡＵ＝Ｋ・ＴＰ ここでＫは補正係数を示し、ＴＰは基本燃料噴射時間を
示している。基本燃料噴射時間ＴＰは空燃比を目標空燃
比とするのに必要な噴射時間である。この基本燃料噴射
時間ＴＰは予め実験により求められ、吸気マニホルド集
合部６内の絶対圧ＰＭおよび機関回転数Ｎの関数として
図２に示すマップの形で予めＲＯＭ２２内に記憶されて
いる。
【００１３】一方、補正係数Ｋは気筒間において温度差
が生じた場合でも各気筒における空燃比を目標空燃比に
維持するために設けられている。即ち、気筒の温度が高
くなるとその気筒の吸気通路および燃焼室の温度が高く
なるためにその気筒に吸入される空気の温度が上昇し、
斯くしてその気筒に吸入される空気の質量（以下、単に
吸入空気量と称する）が減少する。云い換えると気筒間
において温度差が生じると温度が高い気筒への吸入空気
量が減少し、これに対して温度が低い気筒への吸入空気
量が増大することになる。図１に示される実施例では上
流側気筒４ａ，５ａの温度が最も低くなり、下流側気筒
４ｃ，５ｃの温度が最も高くなり、中間気筒４ｂ，５ｂ
の温度は上流側気筒４ａ，５ａの温度と下流側気筒４
ｃ，５ｃの温度のほぼ平均温度となる。従って上流側気
筒４ａ，５ａに吸入される吸入空気量は中間気筒４ｂ，
５ｂに吸入される吸入空気量に比べて多くなり、下流側
気筒４ｃ，５ｃに吸入される吸入空気量は中間気筒４
ｂ，５ｂに吸入される吸入空気量に比べて少くなること
になる。
【００１４】ところで各気筒に均等に吸入空気が供給さ
れている場合には基本燃料噴射時間ＴＰに従って各燃料
噴射弁８から燃料噴射が行われると各気筒における空燃
比は目標空燃比となる。ところが各気筒における吸入空
気量に差が生じているときには吸入空気量が全気筒への
全吸入空気量の平均値に一致している気筒では空燃比が
目標空燃比となるが吸入空気量が全吸入空気量の平均値
よりも多い気筒では空燃比が目標空燃比に対してリーン
側となり、吸入空気量が全吸入空気量の平均値よりも少
ない気筒では空燃比が目標空燃比に対してリッチ側とな
る。
【００１５】ところで気筒内に吸入される吸入空気量は
気筒の温度にほぼ比例する。一方、前述したように中間
気筒４ｂ，５ｂの温度は上流側気筒４ａ，５ａの温度と
下流側気筒４ｃ，５ｃの温度のほぼ平均温度である。従
って中間気筒４ｂ，５ｂに吸入される吸入空気量は全気
筒への全吸入空気量の平均値にほぼ一致しており，従っ
て中間気筒４ｂ，５ｂの空燃比はほぼ目標空燃比とな
る。
【００１６】これに対して上流側気筒４ａ，５ａに吸入
される空気量は全吸入空気量の平均値よりも多く、従っ
て上流側気筒４ａ，５ａの空燃比はリーンとなる。一
方，下流側気筒４ｃ，５ｃに吸入される空気量は全吸入
空気量の平均値よりも少なく、従って下流側気筒４ｃ，
５ｃの空燃比はリッチとなる。この場合、上流側気筒４
ａ，５ａの温度と中間気筒４ｂ，５ｂの温度との温度差
ΔＴが大きいほど上流側気筒４ａ，５ａに吸入される吸
入空気量は中間気筒４ｂ，５ｂに吸入される吸入空気量
に比べて多くなり，従って上流側気筒４ａ，５ａの空燃
比を目標空燃比に維持するためには基本燃料噴射時間Ｔ
Ｐに対する補正係数Ｋの値を温度差ΔＴが大きくなるほ
ど大きくする必要がある。
【００１７】これに対して、下流側気筒４ｃ，５ｃの温
度と中間気筒４ｂ，５ｂの温度との温度差ΔＴが大きい
ほど下流側気筒４ｃ，５ｃに吸入される吸入空気量は中
間気筒４ｂ，４ｃに吸入される吸入空気量に比べて少な
くなる。従って下流側気筒４ｃ，５ｃの空燃比を目標空
燃比に維持するためには基本燃料噴射時間ＴＰに対する
補正係数Ｋの値を温度差ΔＴが大きくなるほど小さくす
る必要がある。
【００１８】図３は各気筒の空燃比を目標空燃比とする
のに必要な各補正係数Ｋ、即ち上流側気筒４ａ，５ａに
対する補正係数Ｋｆ，下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補
正係数Ｋｒ、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数Ｋｍ
と温度差ΔＴとの関係を示している。図３に示されるよ
うに上流側気筒４ａ，５ａに対する補正係数Ｋｆは１．
０よりも大きくかつ温度差ΔＴが大きくなるほど大きく
なり、下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補正係数Ｋｒは
１．０よりも小さくかつ温度差ΔＴが大きくなるほど小
さくなる。また、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数
Ｋｍは本発明では温度差ΔＴにかかわらずに１．０に固
定されている。なお、上流側気筒４ａ，５ａと中間気筒
４ｂ，５ｂの温度差ΔＴは下流側気筒４ｃ，５ｃと中間
気筒４ｂ，５ｂの温度差ΔＴにほぼ等しくなるので各補
正係数Ｋｆ，Ｋｒ，Ｋｍを求めるための温度差ΔＴとし
てはいずれの温度差ΔＴを用いてもよい。
【００１９】図４は各燃料噴射弁８からの燃料噴射を制
御するためのルーチンを示しており、このルーチンは一
定時間毎の割込みによって実行される。図４を参照する
とまず初めにステップ１００において図２に示すマップ
から基本燃料噴射時間ＴＰが算出される。次いでステッ
プ１０１では温度センサ１２により検出された上流側気
筒４ａの温度Ｔｆと温度センサ１３により検出された下
流側気筒４ｃの温度Ｔｒとの平均値が中間気筒４ｂの温
度Ｔｍとされる。次いでステップ１０２ではＴｍからＴ
ｆを減算することによって中間気筒４ｂの温度Ｔｍと上
流側気筒４ａとの温度差ΔＴ（＝Ｔｍ−Ｔｆ）が算出さ
れる。
【００２０】次いでステップ１０３では図３に示す関係
に基づいて温度差ΔＴから上流側気筒４ａ，５ａに対す
る補正係数Ｋｆ、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数
Ｋｍおよび下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補正係数Ｋｒ
が算出される。次いでステップ１０４では補正係数Ｋｆ
を基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって上流側
気筒４ａ，５ａに対する燃料噴射時間ＴＡＵｆ（＝Ｋｆ
・ＴＰ）が算出され、次いでステップ１０５では補正係
数Ｋｍを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって
中間気筒４ｂ，５ｂに対する燃料噴射時間ＴＡＵｍ（＝
Ｋｍ・ＴＰ）が算出され、次いでステップ１０６では補
正係数Ｋｒを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによ
って下流側気筒４ｃ，５ｃに対する燃料噴射時間ＴＡＵ
ｒ（＝Ｋｒ・ＴＰ）が算出される。
【００２１】図５および図６に別の実施例を示す。図５
に示されるようにこの実施例では下流側気筒４ｃに対し
て温度センサが設けられておらず、中間気筒５ｂに対し
て温度センサ１５が設けられている。この実施例では上
流側気筒４ａの温度Ｔｆと中間気筒５ｂの温度Ｔｍとの
温度差ΔＴが直接検出され、この温度差ΔＴに基づいて
各補正係数Ｋｆ，Ｋｍ，Ｋｒが算出される。
【００２２】図６は各燃料噴射弁８からの燃料噴射を制
御するためのルーチンを示しており、このルーチンは一
定時間毎の割込みによって実行される。図６を参照する
とまず初めにステップ２００において図２に示すマップ
から基本燃料噴射時間ＴＰが算出される。次いでステッ
プ２０１では温度センサ１５により検出された中間気筒
５ｂの温度Ｔｍから温度センサ１２により検出された上
流側気筒４ａの温度Ｔｆを減算することによって中間気
筒５ｂの温度Ｔｍと上流側気筒４ａとの温度差ΔＴ（＝
Ｔｍ−Ｔｆ）が算出される。
【００２３】次いでステップ２０２では図３に示す関係
に基づいて温度差ΔＴから上流側気筒４ａ，５ａに対す
る補正係数Ｋｆ、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数
Ｋｍおよび下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補正係数Ｋｒ
が算出される。次いでステップ２０３では補正係数Ｋｆ
を基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって上流側
気筒４ａ，５ａに対する燃料噴射時間ＴＡＵｆ（＝Ｋｆ
・ＴＰ）が算出され、次いでステップ２０４では、補正
係数Ｋｍを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによっ
て中間気筒４ｂ，５ｂに対する燃料噴射時間ＴＡＵｍ
（＝Ｋｍ・ＴＰ）が算出され、次いでステップ２０５で
は補正係数Ｋｒを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算すること
によって下流側気筒４ｃ，５ｃに対する燃料噴射時間Ｔ
ＡＵｒ（＝Ｋｒ・ＴＰ）が算出される。
【００２４】図７から図９に更に別の実施例を示す。図
７に示されるようにこの実施例では気筒の温度を検出す
るための温度センサが設けられておらず、従ってこの実
施例では気筒間の温度差、例えば上流側気筒４ａと中間
気筒４ｂ間の温度差ΔＴを推定するようにしている。即
ち、気筒間の温度差は各気筒における燃焼による発熱量
と冷却風による各気筒の冷却量とのバランスによって定
まる。この場合、各気筒の冷却量は各気筒周りを流れる
冷却風の質量流量に比例し、更に冷却風の温度と気筒温
度との温度差に比例する。さて、今、冷却風の質量流量
がほぼ一定であるとすると気筒の発熱量が大きくなるほ
ど気筒間の温度差ΔＴが大きくなる。即ち、上流側気筒
４ａおよび中間気筒４ｂの発熱量が大きくなると上流側
気筒４ａ周りを流れる冷却風の受熱量が増大し、冷却風
の温度上昇量が大きくなる。冷却風の温度上昇量が大き
くなると冷却風と中間気筒４ｂ間の温度差が小さくなる
ために中間気筒４ｂに対する冷却効果が上流側気筒４ａ
に対する冷却効果よりも弱まり、斯くして上流側気筒４
ａと中間気筒４ｂ間の温度差ΔＴが大きくなる。
【００２５】一方、各気筒の発熱量がほぼ一定であると
すると気筒周りの冷却風の質量流量が増大するほど気筒
間の温度差ΔＴは小さくなる。即ち、冷却風の質量流量
が増大するほど単位質量当りの冷却風の受熱量は低下す
るので上流側気筒４ａ周りを流れる冷却風の温度上昇量
は小さくなる。その結果、冷却風と中間気筒４ｂ間の温
度差が大きくなるために中間気筒４ｂに対する冷却効果
が高められる。斯くして気筒周りの冷却風の質量流量が
増大するほど気筒間の温度差ΔＴが小さくなる。
【００２６】このように気筒間の温度差ΔＴは各気筒の
発熱量と各気筒周りを流れる冷却風の質量流量の関数と
なる。本発明による実施例では上流側気筒４ａと中間気
筒４ｂ間の温度差ΔＴが各気筒の発熱量Ｈおよび各気筒
周りを流れる冷却風の質量流量Ｑの関数として図８
（Ａ）に示すマップの形で予めＲＯＭ２２内に記憶され
ている。
【００２７】ここで冷却風の質量流量Ｑはピトー管１１
により検出された航空機の飛行速度と大気圧センサ１４
により検出された大気密度を乗算することによって算出
される。一方、気筒の発熱量Ｈは吸気マニホルド集合部
６内の絶対圧ＰＭと機関回転数ＮＥの関数となる。即
ち、気筒の発熱量Ｈは吸気マニホルド集合部６内の絶対
圧ＰＭが高くなるほど大きくなり、機関回転数ＮＥが高
くなるほど大きくなる。発熱量Ｈと吸気マニホルド集合
部６内の絶対圧ＰＭ、機関回転数ＮＥとの関係は図８
（Ｂ）に示すようなマップの形で予めＲＯＭ２２内に記
憶されており、従って気筒の発熱量Ｈは図８（Ｂ）に示
すマップから算出される。
【００２８】図９は各燃料噴射弁８からの燃料噴射を制
御するためのルーチンを示しており、このルーチンは一
定時間毎の割込みによって実行される。図９を参照する
とまず初めにステップ３００において図２に示すマップ
から基本燃料噴射時間ＴＰが算出される。次いでステッ
プ３０１において図８（Ａ）および（Ｂ）に示すマップ
から温度差ΔＴが算出される。即ち、冷却風の質量Ｑが
ピトー管１１および大気圧センサ１４の検出信号から算
出され、発熱量Ｈが図８（Ｂ）に示すマップから算出さ
れ、これら冷却風の質量Ｑおよび発熱量Ｈに基づいて図
８（Ａ）に示すマップから上流側気筒４ａと中間気筒４
ｂ間の温度差ΔＴが算出される。
【００２９】次いでステップ３０２では図３に示す関係
に基づいて温度差ΔＴから上流側気筒４ａ，５ａに対す
る補正係数Ｋｆ、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数
Ｋｍおよび下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補正係数Ｋｒ
が算出される。次いでステップ３０３では補正係数Ｋｆ
を基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって上流側
気筒４ａ，５ａに対する燃料噴射時間ＴＡＵｆ（＝Ｋｆ
・ＴＰ）が算出され、次いでステップ３０４では補正係
数Ｋｍを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって
中間気筒４ｂ，５ｂに対する燃料噴射時間ＴＡＵｍ（＝
Ｋｍ・ＴＰ）が算出され、次いでステップ３０５では補
正係数Ｋｒを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによ
って下流側気筒４ｃ，５ｃに対する燃料噴射時間ＴＡＵ
ｒ（＝Ｋｒ・ＴＰ）が算出される。
【００３０】図１０は更に別の実施例を示す。この実施
例では図１に示されるように温度センサ１２，１３が夫
々上流側気筒４ａおよび下流側気筒４ｃに対して取付け
られており、通常はこれら温度センサ１２，１３により
検出された温度から温度差ΔＴが算出される。更にこの
実施例では温度センサ１２，１３のいずれか一方に異常
が生じたときには図８（Ａ）および（Ｂ）に基づくマッ
プにより温度差ΔＴが算出される。なお、この実施例で
は温度センサ１２の出力電圧が通常とり得ない値となっ
たときに温度センサ１２に異常が生じたと判断してい
る。これは温度センサ１３についても同じである。
【００３１】図１０は各燃料噴射弁８からの燃料噴射を
制御するためのルーチンを示しており、このルーチンは
一定時間毎の割込みによって実行される。図１０を参照
するとまず初めにステップ４００において図２に示すマ
ップから基本燃料噴射時間ＴＰが算出される。次いでス
テップ４０１ではフロント側温度センサ１２に異常が生
じたか否かが判別される。異常が生じていないときには
ステップ４０２に進んでリア側温度センサ１３に異常が
生じたか否かが判別される。異常が生じていないときに
はステップ４０３に進んで温度センサ１２により検出さ
れた上流側気筒４ａの温度Ｔｆと温度センサ１３により
検出された下流側気筒４ｃの温度Ｔｒとの平均値が中間
気筒４ｂの温度Ｔｍとされる。次いでステップ４０４で
はＴｍからＴｆを減算することによって中間気筒４ｂの
温度Ｔｍと上流側気筒４ａとの温度差ΔＴ（＝Ｔｍ−Ｔ
ｆ）が算出される。
【００３２】次いでステップ４０６では図３に示す関係
に基づいて温度差ΔＴから上流側気筒４ａ，５ａに対す
る補正係数Ｋｆ、中間気筒４ｂ，５ｂに対する補正係数
Ｋｍおよび下流側気筒４ｃ，５ｃに対する補正係数Ｋｒ
が算出される。次いでステップ４０７では補正係数Ｋｆ
を基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによって上流側
気筒４ａ，５ａに対する燃料噴射時間ＴＡＵｆ（＝Ｋｆ
・ＴＰ）が算出され、次いでステップ４０８では、補正
係数Ｋｍを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算することによっ
て中間気筒４ｂ，５ｂに対する燃料噴射時間ＴＡＵｍ
（＝Ｋｍ・ＴＰ）が算出され、次いでステップ４０９で
は補正係数Ｋｒを基本燃料噴射時間ＴＰに乗算すること
によって下流側気筒４ｃ，５ｃに対する燃料噴射時間Ｔ
ＡＵｒ（＝Ｋｒ・ＴＰ）が算出される。
【００３３】これに対してステップ４０１においてフロ
ント側温度センサ１２に異常が生じていると判断された
とき、或いはステップ４０２においてリア側温度センサ
１３に異常が生じていると判断されたときにはステップ
４０５に進んで図８（Ａ）および（Ｂ）に示すマップか
ら温度差ΔＴが算出される。即ち、冷却風の質量Ｑがピ
トー管１１および大気圧センサ１４の検出信号から算出
され、発熱量Ｈが図８（Ｂ）に示すマップから算出さ
れ、これら冷却風の質量Ｑおよび発熱量Ｈに基づいて図
８（Ａ）に示すマップから上流側気筒４ａと中間気筒４
ｂ間の温度差ΔＴが算出される。次いでステップ４０６
に進む。
【００３４】
【発明の効果】空冷式多気筒内燃機関において気筒間に
温度差が生じた場合であっても各気筒の空燃比を目標空
燃比に制御することができる。航空機用内燃機関では飛
行場内における走行時と飛行時で気筒間の温度差が大巾
に変化し、従って本発明は特に航空機用内燃機関に適用
すると著るしい効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機用空冷式多気筒内燃機関の全体図であ
る。
【図２】基本燃料噴射時間ＴＰを示すマップである。
【図３】補正係数Ｋｆ，Ｋｍ，Ｋｒを示す図である。
【図４】燃料噴射を制御するためのフローチャートであ
る。
【図５】航空機用空冷式多気筒内燃機関の別の実施例を
示す全体図である。
【図６】燃料噴射を制御するためのフローチャートであ
る。
【図７】航空機用空冷式多気筒内燃機関の更に別の実施
例を示す全体図である。
【図８】温度差ΔＴ等のマップを示す図である。
【図９】燃料噴射を制御するためのフローチャートであ
る。
【図１０】燃料噴射を制御するための別の実施例を示す
フローチャートである。
【符号の説明】
４ａ，４ｂ，４ｃ，５ａ，５ｂ，５ｃ…気筒 ７…吸気マニホルド枝管 ８…燃料噴射弁 １２，１３，１５…温度センサ
フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０２Ｄ 45/00 ３２４ Ｆ０２Ｄ 45/00 ３２４

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 冷却風の流れ方向において互いに間隔を
    隔てて配置された複数個の気筒を具備した空冷式多気筒
    内燃機関において、少くとも一対の気筒に温度センサを
    取付けてこれら温度センサにより該一対の気筒間の温度
    差を検出し、該温度差に基づいて各気筒の空燃比が目標
    空燃比となるように空燃比を制御する空燃比制御手段を
    具備した空冷式多気筒内燃機関。
  2. 【請求項２】 上記空燃比制御手段は燃料噴射量を制御
    することによって空燃比を目標空燃比に制御する請求項
    １に記載の空冷式多気筒内燃機関。
  3. 【請求項３】 各気筒周りを流れる冷却風の風量に基づ
    いて気筒間の温度差を推定する温度差推定手段を具備
    し、上記温度センサの少くとも一方に異常が生じたとき
    に上記空燃比制御手段は温度差推定手段により推定され
    た気筒間の温度差に基づいて各気筒の空燃比を目標空燃
    比に制御する請求項１に記載の空冷式多気筒内燃機関。
  4. 【請求項４】 冷却風の流れ方向において互いに間隔を
    隔てて配置された複数個の気筒を具備した空冷式多気筒
    内燃機関において、各気筒周りを流れる冷却風の風量に
    基づいて気筒間の温度差を推定する温度差推定手段と、
    該温度差推定手段により推定された気筒間の温度差に基
    づいて各気筒の空燃比が目標空燃比となるように空燃比
    を制御する空燃比制御手段を具備した空冷式多気筒内燃
    機関。
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