KR20150050373A

KR20150050373A - 파일럿 오일 분사용 및 자기 점화 내연 기관의 연소실로의 가스 연료 분사용 연료 밸브

Info

Publication number: KR20150050373A
Application number: KR1020140139984A
Authority: KR
Inventors: 요하네스 프라러프
Original assignee: 맨 디젤 앤드 터보 필리얼 아프 맨 디젤 앤드 터보 에스이 티스크랜드
Priority date: 2013-10-30
Filing date: 2014-10-16
Publication date: 2015-05-08
Also published as: CN105756788B; EP2868911B1; KR101602841B1; JP2015086867A; CN104454192B; JP6033378B2; CN105756788A; RU2014139941A; DK201300617A1; EP3002444A1; US20160258400A1; RU2585339C2; DK178149B1; JP5842044B2; EP3002444B1; US9909546B2; EP2868911A1; JP2016027263A; CN104454192A; WO2015062607A1

Abstract

파일럿 오일 분사용 및 자기 점화 내연 기관의 연소실로의 가스 연료 분사용 연료 밸브(50)가 개시된다. 연료 밸브는 후단부와 전단부를 갖는 길다란 연료 밸브 하우징(52), 노즐 구멍(56)을 갖는 노즐(54), 가압 가스 연료 공급원(60)에 연결하기 위한 가스 연료 유입 포트(53), 및 폐쇄 위치와 개방 위치를 갖고 폐쇄 위치에서 시트(69) 상에 안착됨으로써 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 방지하는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)를 포함한다. 개방 위치에서, 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은 시트(69)에서 상승함으로써 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 허용한다. 연료 밸브는 폐쇄 위치와 개방 위치 사이에서 축 방향 변위 가능한 밸브 니들을 제어 가능하게 이동시키기 위한 액추에이터 시스템, 파일럿 유체 공급원에 연결하기 위한 파일럿 유체 포트(78), 축 방향 변위 가능한 니들(61) 내에서 축 방향으로 연장된 파일럿 유체 분사 도관(67), 및 파일럿 유체 포트(78)에 유동적으로 연결된 유입구와 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 1 단부에 연결된 배출구를 갖는 펌프실(80)을 더 포함한다. 펌프실(80)은 축 방향 변위 가능한 니들(61)이 폐쇄 위치에서 개방 위치로 이동할 때 수축하고 펌프실(80)은 축 방향 변위 가능한 니들(61)이 개방 위치에서 폐쇄 위치로 이동할 때 팽창된다. 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 2 단부는 노즐(54)에 유동적으로 연결되어 펌프실(80)이 수축할 때 파일럿 오일이 노즐(54)로 전달되게 한다.

Description

파일럿 오일 분사용 및 자기 점화 내연 기관의 연소실로의 가스 연료 분사용 연료 밸브{A FUEL VALVE FOR PILOT OIL INJECTION AND FOR INJECTING GASEOUS FUEL INTO THE COMBUSTION CHAMBER OF A SELF-IGNITING INTERNAL COMBUSTION ENGINE}

본 발명은 가스 연료 공급 시스템을 구비한 자기 점화 내연 기관용 가스 연료 밸브에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 가스 연료 공급 시스템 및 파일럿 오일 분사를 구비한 대형 저속 단류식 터보차지 2-행정 내연 기관용 가스 연료 밸브에 관한 것이다.

크로스헤드 타입의 대형 저속 2-행정 디젤 엔진들은 통상적으로 대형 선박의 추진 시스템에서 이용되거나 또는 발전소에서 주 원동기로 이용된다. 일반적으로, 이들 엔진들은 중유 또는 연료유로 작동된다.

최근에, 석탄 슬러리, 석유 코크스 등과 같은 대체 가능한 유형의 연료, 특히 가스를 취급할 수 있는 대형 2-행정 디젤 엔진에 대한 수요가 있다.

천연 가스와 같은 가스 연료는, 예를 들어, 연료로서 중유를 사용하는 것과 비교할 때, 대형 저속 단류식 터보차지 2-행정 내연 기관용 연료로 사용될 때 배기 가스 내에 상당히 낮은 수준의 유황 성분, NO_x 및 CO₂를 발생시키는 비교적 깨끗한 연료이다.

그러나, 대형 저속 단류식 터보차지 2-행정 내연 기관에서 가스 연료를 사용하는 것과 관련된 문제가 있다. 이러한 문제 중 하나는 가스의 자기 점화하려는 자발성과 예측성이며 이 둘 모두는 자기 점화 (디젤) 엔진에서 제어될 필요가 있다. 따라서, 기존의 대형 저속 단류식 터보차지 2-행정 내연 기관은 가스 연료의 신뢰할 수 있고 적절한 시기의 점화를 보장할 수 있도록 가스 연료의 분사와 동시에 오일의 파일럿 분사를 사용한다.

대형 저속 단류식 터보차지 2-행정 내연 기관은 일반적으로 대형 원양 화물선의 추진에 사용되며 따라서 신뢰성이 최고로 중요하다. 이러한 엔진의 가스 연료 작동은 여전히 비교적 최근에 개발된 것이며 가스를 이용한 작동의 신뢰성은 아직 종래의 연료 수준에 도달하지 않았다. 따라서, 기존의 대형 저속 단류식 2-행정 디젤 엔진은 모두, 가스 연료로 작동하기 위한 연료 시스템 및 연료유만으로도 전출력(full power) 주행으로 작동될 수 있도록 연료유(중유)를 이용하여 작동하기 위한 연료 시스템을 구비한 이중 연료 엔진이다.

이러한 엔진의 연소실의 큰 직경으로 인해, 이들 엔진은 일반적으로 중앙 배기 밸브 주위에서 대략 120°의 각도로 분리된, 실린더당 세 개의 연료 분사 밸브를 구비한다. 따라서, 이중 연료 시스템으로 인해, 실린더당 세 개의 가스 연료 밸브 및 가스 연료의 신뢰할 수 있는 점화를 보장할 수 있도록 각각의 가스 분사 밸브 가까이 배치된 하나의 연료유 분사 밸브를 포함해서 실린더당 세 개의 연료유 밸브가 있으며, 따라서 실린더의 상부 커버는 상대적으로 혼잡한 장소이다.

기존의 이중 연료 엔진에서, 연료유 밸브는 가스 연료를 이용하여 작동하는 동안 파일럿 오일 분사를 제공하기 위해 사용되어 왔다. 이러한 연료유 밸브는 연료유만으로도 전부하(full load)로 엔진을 작동시키는데 필요한 양의 연료유를 전달할 수 있도록 하는 치수를 갖는다. 그러나, 파일럿 분사에서 분사되는 오일의 양은 원하는 배출 감소를 얻을 수 있도록 가능하면 작아야 한다. 전부하에서 작동에 필요한 많은 양을 또한 전달할 수 있는 실제 규모의 연료 분사 시스템을 이용한 이러한 작은 양의 투여는 상당한 기술적 문제를 야기하고 사실상 달성하기가 매우 어려우며, 따라서 파일럿 오일 투여는 기존의 엔진에서 연료 분사 시기마다 바람직한 양보다 많은 양을 투여한다. 작은 파일럿 양을 처리할 수 있는 추가의 소형 분사 시스템의 대안은 상당히 복잡한 문제이고 비용 상승이 된다. 또한, 추가의 소형 파일럿 오일 분사 밸브는 실린더의 상부 커버를 더욱 혼잡하게 한다.

EP 2578867는 청구항 1의 전제부에 따른 연료 밸브를 개시하고 있다.

이러한 배경에서, 본 출원의 목적은 상기한 문제를 극복하거나 적어도 줄이는 자기 점화 내연 기관용 가스 밸브를 제공하는 것이다.

상기한 목적은 파일럿 유체 분사용 및 자기 점화 내연 기관의 연소실로의 가스 연료 분사용 연료 밸브를 제공함으로써 달성되며, 상기 연료 밸브는 후단부와 전단부를 갖는 길다란 연료 밸브 하우징, 노즐 구멍을 갖는 노즐, 상기 노즐은 상기 하우징의 전단부에 배치되고, 가압 가스 연료 공급원에 연결하기 위한 가스 연료 유입 포트, 폐쇄 위치와 개방 위치를 갖는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들, 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들이 상기 폐쇄 위치에서 시트 상에 안착됨으로써 가스 연료 유입 포트에서 노즐로의 흐름을 방지하고, 상기 개방 위치에서, 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들이 상기 시트에서 상승함으로써 가스 연료 유입 포트에서 노즐로의 흐름을 허용하고, 상기 폐쇄 위치와 상기 개방 위치 사이에서 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들을 제어 가능하게 이동시키기 위한 액추에이터 시스템, 파일럿 유체 공급원에 연결하기 위한 파일럿 유체 포트, 상기 축 방향 변위 가능한 니들 내에서 축 방향으로 연장된 파일럿 유체 분사 도관, 상기 파일럿 유체 포트에 유동적으로 연결된 유입구 및 상기 파일럿 유체 분사 도관의 제 1 단부에 연결된 배출구를 갖는 펌프실을 포함하고, 상기 펌프실은 상기 축 방향 변위 가능한 니들이 상기 폐쇄 위치에서 상기 개방 위치로 이동할 때 수축하고 상기 펌프실은 상기 축 방향 변위 가능한 니들이 상기 개방 위치에서 상기 폐쇄 위치로 이동할 때 팽창하며, 상기 파일럿 유체 분사 도관의 제 2 단부는 상기 노즐에 유동적으로 연결되어 펌프실이 수축할 때 파일럿 오일이 노즐로 전달되게 한다.

상기 파일럿 유체 분사를 가스 연료 밸브와 통합시킴으로써, 특별한 별도의 소형 분사 시스템 없이도 매우 작은 파일럿 유체 양을 투여할 수 있다. 추가의 제어가 필요하지 않다. 가스 연료 밸브가 작동될 때, 파일럿 유체 분사 압력이 자동적으로 생성되고 점화될 예정인 가스 연료와 함께 분사된다.

일 실시형태에서, 상기 연료 밸브는 펌프실에서 파일럿 유체 포트로의 흐름을 방지하기 위해 파일럿 유체 포트와 펌프실 사이에 배치된 체크 밸브와 같은 수단을 더 포함한다.

일 실시형태에서, 상기 연료 밸브는 펌프실에 파일럿 유체 포트를 유동적으로 연결하는 파일럿 유체 공급 도관을 더 포함한다.

일 실시형태에서, 상기 연료 밸브는 파일럿 유체 분사 도관에서 펌프실로의 흐름을 방지하기 위해 파일럿 유체 분사 도관 내에 배치된 체크 밸브와 같은 수단을 더 포함한다.

일 실시형태에서, 상기 노즐은 노즐의 유입구와 노즐 구멍 사이에 주머니 공간을 갖고, 상기 파일럿 유체 분사 도관의 제 2 단부는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들의 팁에서 종료하며, 상기 파일럿 유체 분사 도관의 제 2 단부는 노즐 내부의 주머니 공간으로 파일럿 유체를 분사하도록 구성된다.

일 실시형태에서, 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들은, 하우징 내의 보어에 슬라이딩 가능하게 수용되고 하우징과 함께 작동실을 형성하는 축 방향 변위 가능한 작동 피스톤에 작동 가능하게 연결되고, 상기 작동실은 제어 오일 공급원에 연결하기 위한 제어 포트에 유동적으로 연결된다.

일 실시형태에서, 상기 펌프실은 작동 피스톤 내부의 실린더와 고정 펌프 피스톤 사이에 형성된다.

일 실시형태에서, 상기 연료 밸브는, 하우징 내에 배치되고 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들의 일부를 둘러싸는 가스 연료실을 더 포함한다.

일 실시형태에서, 상기 시트는 노즐의 상류에 배치되고, 바람직하게 상기 시트는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들의 일부를 둘러싸는 가스 연료실과 주머니 공간 사이에 배치된다.

일 실시형태에서, 상기 파일럿 유체 공급 도관은 하우징 내에서 고정 펌프 피스톤을 통해 축 방향으로 연장되어 펌프실에 파일럿 유체 포트를 유동적으로 연결한다.

일 실시형태에서, 상기 파일럿 유체 분사 도관은 시트 상에서 종료됨으로써 축 방향 변위 가능한 밸브 니들이 시트 상에 안착될 때 펌프실과 노즐 사이의 유체 연통이 폐쇄된다.

상기한 목적은 또한 엔진의 실린더에 구비된, 위에서 정의한 하나 이상의 가스 연료 밸브를 다수의 실린더, 가스 연료 공급 시스템 및 파일럿 유체 공급 시스템 그리고 엔진의 실린더에 구비된, 위에서 정의한 하나 이상의 가스 연료 밸브를 갖는 자기 점화 연소 기관을 제공함으로써 달성되며, 상기 가스 연료 밸브는 상기 가스 연료 공급 시스템 및 상기 파일럿 유체 공급 시스템에 연결된다.

본 발명에 따른 가스 연료 밸브의 또 다른 목적, 기능, 장점 및 특성은 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.

본 개시의 다음의 상세한 부분에서, 본 발명은 도면에 도시된 예시적인 실시형태와 관련하여 더욱 상세하게 설명될 것이다, 도면에서:
도 1은 예시적인 실시형태에 따른 대형 2-행정 디젤 엔진의 정면도이고,
도 2는 도 1의 대형 2-행정 엔진의 측면도이고,
도 3은 도 1에 따른 대형 2-행정 엔진을 도시한 개략도이며,
도 4는 실린더 상부의 도 1의 엔진의 파일럿 오일 분사를 구비한 가스 연료 시스템의 예시적인 실시형태를 개략적으로 도시한 단면도이고,
도 5는 실린더 및 도 4의 실시형태의 가스 연료 분사 시스템을 개략적으로 도시한 상면도이며,
도 6은 본 발명의 예시적인 실시형태에 따른 도 1에 도시된 엔진에서 사용하기 위한 가스 연료 분사 밸브의 단면도이고,
도 7은 도 6의 단면의 상세도이고,
도 8은 도 1에 도시된 엔진에서 사용하기 위한 가스 연료 분사 밸브의 또 다른 예시적인 실시형태의 상세한 단면도이며, 및
도 9는 도 6 내지 도 8에 따른 실시형태에 적용되는 상승도이다.

다음의 상세한 설명에서, 자기 점화 내연 기관은 예시적인 실시형태에서 대형 2-행정 저속 터보차지 내연 (디젤) 엔진을 참고로 설명될 것이다. 도 1, 도 2 및 도 3은 크랭크샤프트(42)와 크로스헤드(43)를 갖는 대형 저속 터보차지 2-행정 디젤 엔진을 도시하고 있다. 도 3은 흡입 및 배기 시스템을 구비한 대형 저속 터보차지 2-행정 디젤 엔진의 개략도를 도시하고 있다. 본 예시적인 실시형태에서, 엔진은 직렬의 여섯 개의 실린더(1)를 갖는다. 대형 저속 터보차지 2-행정 디젤 엔진은 일반적으로 엔진 프레임(13)에 수용되는 네 개에서 열네 개의 직렬의 실린더를 갖는다. 엔진은 예를 들어 원양선에서 주 엔진으로 또는 발전소에서 발전기를 작동시키기 위한 고정 엔진으로 사용될 수 있다. 엔진의 총 출력은 예를 들어 1,000 내지 110,000 kW 범위일 수 있다.

본 예시적인 실시형태에서, 엔진은 실린더(1)의 하부 영역에서 소기(scavenge) 포트와 실린더(1)의 상부에서 중앙 배기 밸브(4)를 구비한 2-행정 단류식의 디젤 엔진이다. 소기는 소기 수용부(2)로부터 각 실린더(1)의 소기 포트(미도시)로 통과된다. 실린더(1) 내의 피스톤(41)은 소기를 압축하고, 실린더 커버 내의 연료 분사 밸브에서 연료가 분사된 후 연소되어 배기가스가 생성된다. 배기 밸브(4)가 개방될 때, 배기가스는 실린더(1)와 결합된 배기 덕트를 통해 배기가스 수용부(3)로 흐르고 제 1 배기 도관(18)을 통해 터보차저(5)의 터빈(6)으로 향하며, 이로부터 배기가스는 제 2 배기 도관을 통해 흘러 나가 절약장치(economizer, 28)를 통해 배출구(29)로 그리고 대기로 나간다. 샤프트를 통해, 터빈(6)은 공기 유입구(10)를 통해 신선한 공기를 공급 받는 컴프레서(9)를 구동시킨다. 컴프레서(9)는 소기 수용부(2)로 이어지는 소기 도관(11)으로 가압된 소기를 전달한다.

도관(11) 내의 소기는 대략 200℃의 컴프레서를 떠난 소기를 36 내지 80℃의 온도로 냉각시키는 인터쿨러(12)를 통과한다.

냉각된 소기는 소기 흐름을 엔진의 낮은 또는 부분 부하 조건에서 압축시키는 전기 모터(17)에 의해 구동되는 보조 송풍기(16)를 통해 소기 수용부(2)로 흐른다. 높은 엔진 부하에서, 터보차저 컴프레서(9)는 충분한 압축 소기를 전달하고 이후 보조 송풍기(16)는 체크 밸브(15)를 통해 우회된다

도 4 및 도 5는 예시적인 실시형태에 따른 다수의 실린더(1) 중 하나의 상부를 도시하고 있다. 실린더(1)의 상부 커버(48)는 실린더(1) 내의 연소실로 노즐과 같은 연료 밸브(50)의 배출구로부터 가스 연료를 분사하기 위한 세 개의 가스 연료 밸브(50)를 구비한다. 본 예시적인 실시형태는 실린더당 세 개의 가스 연료 밸브(50)를 도시하지만, 연소실의 크기에 따라 하나 또는 두 개의 가스 연료 밸브가 충분할 수 있다는 것을 이해해야 한다. 가스 연료 밸브(50)는 가스 연료 밸브(50)로 가압된 가스 연료를 공급하는 가스 연료 공급 도관(62)에 연결된 유입구(53)를 갖는다. 세 개의 가스 연료 밸브(50) 중 하나는 공급 도관(62)에 의해 공급 받고, 나머지 두 개의 가스 연료 밸브(50)는 공급 도관(63)에 의해 공급 받는다. 본 실시형태에서, 공급 도관(62, 63)은 실린더(1)와 관련된 가스 축압기(60)에 결합된 상부 커버(48) 내의 드릴 구멍이다. 가스 축압기(60)는 가스 탱크와 고압 펌프를 구비한 가스 공급 시스템(미도시)으로부터 고압 가스를 공급 받는다.

가스 연료 밸브(50)는 또한 선박용 디젤유, 바이오 디젤유, 윤활유, 중유 또는 디메틸에테르(DME)와 같은 가압된 파일럿 유체 또는 파일럿 오일 공급원(57)에 연결된 유입구를 가지며, 파일럿 오일을 분사하도록 구성된다. 파일럿 오일/유체 공급원은 가스 연료 공급원(60)의 압력보다 약간 높은 압력을 갖는다. 향후, 본 설명에서, 파일럿 유체를 파일럿 오일로 지칭될 것이지만, 이 용어는 오일이 아닌 파일럿 유체를 포함하는 것을 알 수 있다.

본 예시적인 실시형태에서, 각각의 실린더(1)는 가스 연료 축압기(60)를 구비한다. 가스 연료 축압기(60)는 실린더(1)의 연료 밸브(50)로 전달될 준비가 된 높은 압력(예컨대, 대략 300 바) 하의 소정 양의 가스 연료를 수용한다. 가스 연료 공급 도관(62, 63)은 가스 연료 축압기(60)와 해당 실린더(1)의 각각의 가스 연료 밸브(50) 사이에서 연장된다.

가스 연료 축압기(60)의 배출구에 윈도우 밸브(61)가 배치되어 가스 연료 축압기(60)로부터 가스 연료 공급 도관(62, 63)으로의 가스 연료의 흐름을 제어한다.

연료유를 이용한 엔진의 작동을 위해 세 개의 연료유 밸브(49)가 상부 커버(48) 상에 구비된다. 연료유 밸브는 공지된 방식으로 고압 연료유 공급원에 연결된다.

엔진은 엔진의 작동을 제어하는 전자 제어 장치(ECU)를 구비한다. 신호 라인은 전자 제어 장치(ECU)를 가스 연료 밸브(50), 연료유 밸브(49) 및 윈도우 밸브(61)로 연결한다.

전자 제어 장치(ECU)는 가스 연료 밸브에 대한 정확한 분사 시기를 맞추도록 그리고 가스 연료 밸브(50)를 이용한 가스 연료의 투여를 제어하도록 구성된다.

전자 제어 장치(ECU)는 가스 연료 밸브(50)에 의해 제어되는 가스 연료 분사 시기의 시작 이전에 공급 도관(62, 63)이 고압 가스 연료로 충전되는 것을 보장하도록 윈도우 밸브(61)를 개폐한다.

도 6, 도 7 및 도 9는 자기 점화 내연 기관의 연소실로 가스 연료를 분사하기 위한 그리고 파일럿 오일을 분사하기 위한 연료 밸브(50)를 도시하고 있다. 연료 밸브(50)는 최후단부(59) 및 전단부의 노즐(54)을 구비한 길다란 하우징(52)을 갖는다. 최후단부(59)는 제어 포트(72), 파일럿 오일 포트(78) 및 가스 누출 검출 포트(86)를 포함하는 다수의 포트를 구비한다. 최후단부(59)는 헤드를 형성하도록 확대되고, 실린더 커버(48) 내에 연료 밸브(50)를 고정하는 볼트(미도시)를 수용하기 위해 헤드 내에 보어(94)를 구비한다. 하우징(52) 및 연료 분사 밸브(50)의 다른 요소들은 실시형태에서 스테인리스 강과 같은 강철로 형성된다.

노즐(54)은 노즐(54)의 길이에 걸쳐 방사상으로 분포된 노즐 구멍(56)을 구비한다. 노즐(54)의 팁은 본 실시형태에서 폐쇄된다. 노즐(54)의 후부는 하우징(52)의 전단부에 연결되고, 노즐(54) 내의 주머니 공간(sac space, 55)은 하우징(52)을 향해 개방된다.

하우징(52)의 보어 내에 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 슬라이딩 가능하게 수용된다. 밸브 니들(61)은 하우징(52) 내에 형성된 시트(69)와 밀봉 결합으로 진입하도록 구성된 팁을 갖는다. 일 실시형태에서, 시트(69)는 하우징(52)의 전단부 가까이 배치된다. 하우징(52)은, 예를 들어, 가스 연료 공급 도관(62, 63)을 통해 가압된 가스 연료 공급원(60)에 연결하기 위한 가스 연료 유입 포트(53)를 구비한다. 가스 연료 유입 포트(53)는, 하우징(52) 내에 배치되고 밸브 니들(61)의 일부를 둘러싸는 가스 연료실(58)에 연결된다. 시트(69)는 가스 연료실(58)과 주머니 공간(55) 사이에 배치됨으로써, 밸브 니들(61)이 상승할 때 가스 연료실(58)에서 주머니 공간(55)으로 가스 연료가 흐를 수 있게 한다. 주머니 공간(55)으로부터, 가스 연료는 노즐 구멍(56)을 통해 엔진의 연소실로 진입할 수 있다.

축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은 폐쇄 위치와 개방 위치를 갖는다. 폐쇄 위치에서, 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은 시트(69) 상에 안착된다. 폐쇄 위치에서, 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은 따라서 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 방지한다. 개방 위치에서, 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은 시트(69)에서 상승함으로써 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 허용한다.

미리 인장된(pre-tensioned) 나선형 스프링(66)이 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61) 상에 작용하여 밸브 니들(61)을 시트(69) 상에서 폐쇄 위치로 편향시킨다. 그러나, 가스 압력 또는 오일 압력과 같은 다른 수단이 제공되어 밸브 니들(61)을 폐쇄 위치로 편향시킬 수 있다는 것을 알 수 있다. 일 실시형태에서, 나선형 스프링(66)의 일 단부는 하우징(52)의 후단부와 결합하고, 나선형 스프링(66)의 다른 단부는 밸브 니들(61)의 후단부에서 확대된 단면 또는 플랜지(83)와 결합함으로써, 밸브 니들(61)의 후단부가 작동 피스톤(64)에 의해 형성될 수 있다.

가스 연료 밸브(50) 폐쇄 위치와 개방 위치 사이에서 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)을 제어 가능하게 이동시키기 위한 액추에이터 시스템을 구비한다. 본 실시형태에서, 액추에이터 시스템은 하우징(52)의 원통형 부분에 슬라이딩 가능하게 수용되는 축 방향 변위 가능한 작동 피스톤(64)을 포함한다. 작동 피스톤(64)은 하우징(52)과 함께 작동실(74)을 형성한다. 본 실시형태에서, 작동 피스톤(64)은 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 일체로 된 최후방 부분이다. 그러나, 작동 피스톤(64)은 나사 체결 또는 용접과 같은 다양한 방식으로 밸브 니들(61)에 작동 가능하게 결합될 수 있다는 것을 알 수 있으며, 전제 조건은 아니지만, 작동 피스톤(64)은 바람직하게 밸브 니들(61)과 함께 일제히 이동한다.

작동실(74)은 제어 오일 도관(70)을 통해 제어 오일 포트(72)에 유동적으로 연결된다. 제어 오일 포트(72)는 고압 오일 공급원(97)에 연결된 전자 제어 오일 밸브(96)에 연결된다. 전자 제어 오일 밸브(96)는 바람직하게 개폐식이고 전자 제어 장치(ECU)로부터 전자 제어 신호를 수신하여 분사 시기를 제어한다.

다른 실시형태(미도시)에서, 밸브 니들은 솔레노이드 또는 선형 전기 모터와 같은 다른 작동 수단에 의해 작동될 수 있다.

작동 피스톤(64)은 하우징의 후단부를 향해 개방되는 바람직하게 동축인 실린더를 구비하며, 고정 피스톤(87)은 이 실린더 내부에 슬라이딩 가능하게 수용된다. 작동 피스톤(64)은 고정 피스톤(87)에 대해 변위 가능하다. 작동 피스톤(64) 내의 실린더는 고정 피스톤(87)과 함께 펌프실(80)을 형성한다.

밸브 하우징(52)은 파일럿 오일 공급원(57)에 연결하기 위한 파일럿 오일 포트(78)를 구비한다. 파일럿 오일 공급 도관(76)은 펌프실(80)에 파일럿 오일 포트(78)를 유동적으로 연결한다. 펌프실(80)에서 파일럿 오일 포트(78)로의 흐름을 방지하기 위해 파일럿 오일 포트(78)와 펌프실(80) 사이에 체크 밸브(82)가 배치된다.

파일럿 오일 분사 도관(67)은 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61) 내부에서 축 방향으로 연장된다. 펌프실(80)은 파일럿 오일 공급 도관(76)을 통해 파일럿 오일 포트(78)에 유동적으로 연결된 유입구 및 파일럿 오일 분사 도관(67)의 제 1 단부에 연결된 배출구를 갖는다.

파일럿 오일 분사 도관(67)의 제 2 단부는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 팁에서 종료하며, 파일럿 오일 분사 도관(67)의 제 2 단부는 노즐(54) 내의 주머니 공간(55)으로 파일럿 오일을 분사하도록 구성된다.

펌프실(80)은 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 폐쇄 위치에서 개방 위치로 이동될 때 수축하며, 그 이유는 작동 피스톤(64)이 하우징(52)의 최후단부를 향해 이동되기 때문이다.

펌프실(80)은 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 개방 위치에서 폐쇄 위치로 이동될 때 팽창하며, 그 이유는 작동 피스톤(64)이 하우징(52)의 최후단부로부터 멀리 이동되기 때문이다.

파일럿 오일 분사 도관(67)의 제 2 단부는 노즐(54)에 유동적으로 연결되어, 펌프실(80)이 수축할 때 파일럿 오일이 노즐(54)로 전달되게 한다. 펌프실(80)이 팽창할 때, 펌프실은 파일럿 오일 공급 도관(76)을 통해 파일럿 오일 공급원(57)으로부터의 파일럿 오일으로 다시 채워진다.

가스 연료 밸브(50)는 파일럿 오일 분사 도관 내에서 펌프실(80)을 향한 흐름을 방지하기 위해 파일럿 오일 분사 도관(67) 내에 배치된 체크 밸브(65)를 포함한다.

파일럿 오일 공급 도관(76)은 하우징(52) 내에서 그리고 고정 피스톤(87)을 통해 축 방향으로 연장되어 펌프실(80)에 파일럿 오일 포트(78)를 유동적으로 연결한다.

축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61) 내에서 파일럿 오일 분사 도관(67)으로부터 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 외부 표면으로 방사상 밀봉 채널(85)이 연장되어 하우징(52)과 밸브 니들 사이의 간격으로 파일럿 오일이 공급되게 함으로써 밸브 니들(61)을 윤활하고 밀봉하고, 이에 따라 파일럿 오일이 밀봉유로 사용될 수 있게 한다.

하우징(52) 내의 가스 누출 검출 채널(84)은 가스 누출을 검출할 수 있도록 가스 누출 검출 포트(86)로 이어진다.

가스 연료의 분사 시기는 가스 연료 밸브(50)의 개방 시간의 기간을 통해 전자 제어 장치(ECU)에 의해 제어된다. 따라서, 전자 제어 장치(ECU)로부터 신호가 수신되면, 제어 오일 압력은 작동실(74)에서 상승하고, 밸브 니들(61)은 개방 위치에서 폐쇄 위치로의 이동 내에서 시트(69)로부터 상승된다. 밸브 니들(61)은 제어 오일 압력이 상승할 때 폐쇄 위치에서 개방 위치로의 전행정(full stroke)을 항상 수행하며, 작동실(74) 내의 상승된 압력은 노즐(54)과 시트(69)로부터 먼 축 방향으로 나선형 스프링(66)의 힘에 대해 작동 피스톤(64)을 가압한다.

이러한 이동 중에 펌프실(80)은 수축하고 파일럿 오일이 펌프실(80)을 빠져 나오며, 파일럿 오일 분사 도관(67)을 통해 파일럿 오일이 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 팁으로부터 주머니 공간(55)으로 분사된다. 따라서, 일 실시형태에서, 분사 시기당 파일럿 오일의 양이 엔진 부하에 관계없이 고정된다. 작동 피스톤(64)의 행정 및 고정 펌프 피스톤(87)의 직경은 각각의 분사 시기에 전달되는 파일럿 오일의 양을 결정한다. 따라서, 분사 시기당 필요한 파일럿 오일의 양은 작동 피스톤(64)의 적절한 행정 및 펌프 피스톤(87)의 적절한 직경을 선택함으로써 얻어진다.

도 8에 도시된 실시형태는, 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 시트(69) 상에 안착될 때 펌프실(80)과 노즐(54) 사이의 유체 연통이 폐쇄되도록 파일럿 오일 분사 도관(67)이 밸브 니들(61)의 팁 근처에서 시트(69) 상에서 종료하는 두 개의 채널(68)로 분할되는 것을 제외하고는 도 6 및 도 7에 도시된 실시형태와 본질적으로 동일하다. 따라서, 본 실시형태는 파일럿 오일 분사 도관(67)의 제 2 단부에서 펌프실(80)로의 흐름을 방지하는 체크 밸브 없이도 가능하다.

일 실시형태(미도시)에서, 작동 수단은 솔레노이드 또는 선형 전기 모터 및 피스톤을 포함하고 제어 오일은 필요하지 않다. 일 실시형태에서, 펌프실은 밸브 니들(61)을 작동시키는 피스톤에 의해 형성될 필요가 없다. 일 실시형태에서, 펌프실은 하우징 내의 실린더에 대해 변위 가능한 피스톤에 의해 형성될 수 있지만, 피스톤은 밸브 니들에 작동 가능하게 연결되지 않고 별도의 작동 수단을 가지며, 이 피스톤은 반드시 밸브 니들과 함께 이동하지 않는다.

청구범위에서 사용되는 "포함하는"이란 용어는 다른 요소 또는 단계를 배제하지 않는다. 청구범위에서 사용되는 "하나"라는 용어는 복수를 배제하지 않는다. 전자 제어 장치는 청구범위에서 인용된 여러 수단의 기능을 수행할 수 있다.

청구범위에서 사용되는 참조 부호는 범위를 제한하는 것으로 해석되어서는 안 된다.

본 발명의 예시의 목적으로 상세하게 설명되었지만, 이러한 세부 사항은 오직 그러한 목적을 위한 것이며, 본원에서 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 본 기술분야의 숙련자에 의해 변형이 이루어질 수 있다는 것을 이해해야 한다.

Claims

파일럿 유체 분사용 및 자기 점화 내연 기관의 연소실로의 가스 연료 분사용 연료 밸브(50)에 있어서, 상기 연료 밸브(50)는
후단부와 전단부를 갖는 길다란 연료 밸브 하우징(52),
노즐 구멍(56)을 갖는 노즐(54), 상기 노즐은 상기 하우징(52)의 전단부에 배치되고,
가압 가스 연료 공급원(60)에 연결하기 위한 가스 연료 유입 포트(53),
폐쇄 위치와 개방 위치를 갖는 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61),
상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 상기 폐쇄 위치에서 시트(69) 상에 안착됨으로써 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 방지하고,
상기 개방 위치에서, 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 상기 시트(69)에서 상승함으로써 가스 연료 유입 포트(53)에서 노즐(54)로의 흐름을 허용하고,
상기 폐쇄 위치와 상기 개방 위치 사이에서 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)을 제어 가능하게 이동시키기 위한 액추에이터 시스템,
파일럿 유체 공급원에 연결하기 위한 파일럿 유체 포트(78),
상기 축 방향 변위 가능한 니들(61) 내에서 축 방향으로 연장된 파일럿 유체 분사 도관(67)을 포함하고,
상기 파일럿 유체 포트(78)에 유동적으로 연결된 유입구 및 상기 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 1 단부에 연결된 배출구를 갖는 펌프실(80)에 의해 특징지어지고,
상기 펌프실(80)은 상기 축 방향 변위 가능한 니들(61)이 상기 폐쇄 위치에서 상기 개방 위치로 이동할 때 수축하고 상기 펌프실(80)은 상기 축 방향 변위 가능한 니들(61)이 상기 개방 위치에서 상기 폐쇄 위치로 이동할 때 팽창하며,
상기 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 2 단부는 상기 노즐(54)에 유동적으로 연결되어 펌프실(80)이 수축할 때 파일럿 오일이 노즐(54)로 전달되게 하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항에 있어서,
상기 펌프실(80)에서 상기 파일럿 유체 포트(78)로의 흐름을 방지하기 위해 상기 파일럿 유체 포트(78)와 상기 펌프실(80) 사이에 배치된 체크 밸브(82)와 같은 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 펌프실(80)에 상기 파일럿 유체 포트(78)를 유동적으로 연결하는 파일럿 유체 공급 도관(76)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 3 항에 있어서,
상기 파일럿 유체 분사 도관에서 상기 펌프실(80)로의 흐름을 방지하기 위해 상기 파일럿 유체 분사 도관(67) 내에 배치된 체크 밸브(65)와 같은 수단을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 노즐(54)은 상기 노즐의 유입구와 상기 노즐 구멍(56) 사이에 주머니 공간(55)을 갖고, 상기 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 2 단부는 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 팁에서 종료하며, 상기 파일럿 유체 분사 도관(67)의 제 2 단부는 노즐(54) 내부의 주머니 공간(55)으로 파일럿 유체를 분사하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)은, 상기 하우징 내에 슬라이딩 가능하게 수용되고 상기 하우징(52)과 함께 작동실(74)을 형성하는 축 방향 변위 가능한 작동 피스톤(64)에 작동 가능하게 연결되고, 상기 작동실(74)은 제어 오일 공급원에 연결하기 위한 제어 포트(72)에 유동적으로 연결되는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 펌프실(80)은 상기 작동 피스톤(64) 내부의 실린더와 고정 펌프 피스톤(87) 사이에 형성되는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 하우징(52) 내에 배치되고 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)의 일부를 둘러싸는 가스 연료실(58)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 시트(69)는 상기 노즐(54)의 상류에 배치되고, 바람직하게 상기 시트(69)는 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들의 일부를 둘러싸는 가스 연료실(58)과 상기 주머니 공간(55) 사이에 배치되는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 7 항 또는 제 8 항에 있어서,
상기 파일럿 유체 공급 도관(76)은 상기 하우징(52) 내에서 상기 고정 펌프 피스톤(87)을 통해 축 방향으로 연장되어 상기 펌프실(80)에 상기 파일럿 유체 포트(78)를 유동적으로 연결하는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿 유체 분사 도관(67)은 상기 시트(69) 상에서 종료됨으로써 상기 축 방향 변위 가능한 밸브 니들(61)이 상기 시트(69) 상에 안착될 때 상기 펌프실(80)과 노즐(54) 사이의 유체 연통이 폐쇄되는 것을 특징으로 하는 연료 밸브.
다수의 실린더(1), 가스 연료 공급 시스템 및 파일럿 유체 공급 시스템, 및 엔진의 실린더에 구비된, 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 따른 하나 이상의 가스 연료 밸브(50)를 포함하는 자기 점화 연소 기관으로서, 상기 가스 연료 밸브(50)는 상기 가스 연료 공급 시스템 및 상기 파일럿 유체 공급 시스템에 연결되는 것을 특징으로 하는 자기 점화 연소 기관.