(57)【要約】  対向ピストン２行程圧縮点火型エンジンは、圧縮行程の初期で液体燃料の主チャージを対向ピストン間のシリンダ孔に噴射して、圧縮工程の残りで燃料を気化させ、混合物の理論量成分が自己点火に不十分となる程度まで空気と混合させる措置を含む。さらに、圧縮行程の後期で圧縮混合気に液体燃料のパイロットチャージを噴射する措置をとる。パイロットチャージは、自己点火する理論量の成分を供給することによって、圧縮混合気の点火を始動する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
シリンダと、シリンダ孔内の一対の対向ピストンと、ピストンによって制御される相隔てる吸気ポートおよび排気ポートと、を含む対向ピストン圧縮点火型エンジンを作動させる方法であって、
ピストン間のシリンダに空気を導入するステップと、
ピストンを互いに向かって移動させるステップと、
吸気ポートと排気ポート間のシリンダ上の少なくとも１つの主噴射箇所を介してピストン間のシリンダに液体燃料の希薄な主チャージを噴射するステップと、
ピストンの移動に応じて、自己点火温度に達する前に主チャージを完全に気化させるステップと、
少なくとも１つのパイロット噴射箇所を介して液体燃料のパイロットチャージを噴射するステップと、
を備えることを特徴とする方法。
【請求項２】
パイロットチャージの質量がエンジンをアイドリングさせるのに必要な主チャージの質量より小さいことを特徴とする、請求項１の方法。
【請求項３】
少なくとも１つのエンジン動作状況に応じて、主チャージの質量を調節することをさらに含むことを特徴とする、請求項２の方法。
【請求項４】
主チャージを噴射するステップが、吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を噴射することと、排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を噴射することと、を含むことを特徴とする請求項１の方法。
【請求項５】
ピストンが、互いに向かって移動する間に主噴射箇所を覆うことを特徴とする、請求項４の方法。
【請求項６】
主チャージを噴射するステップが、
シリンダの長手方向中心線に沿って吸気ポートから離れる方向に吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を噴射することと、
長手方向中心線に沿って排気ポートから離れる方向に排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を噴射することを含むこと、
を特徴とする請求項１の方法。
【請求項７】
ピストンが、互いに向かって移動する間に主噴射箇所を覆うことを特徴とする、請求項６の方法。
【請求項８】
主チャージを噴射するステップが、ピストンの上死点近傍のシリンダ上の少なくとも１つの主噴射箇所を介して主チャージの少なくとも一部を噴射することを含むことを特徴とする、請求項１の方法。
【請求項９】
シリンダに導入される渦流空気をさらに含むことを特徴とする、請求項１の方法。
【請求項１０】
主チャージの点火を電気的に始動するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１の方法。
【請求項１１】
主チャージがディーゼル燃料を含むことを特徴とする、請求項１の方法。
【請求項１２】
パイロットチャージがディーゼル燃料を含むことを特徴とする、請求項１１の方法。
【請求項１３】
シリンダ内に配置される対向ピストンを有するシリンダと、相隔てる吸気および排気ポートと、を含む対向ピストン圧縮点火型エンジンを作動させる方法であって、
ピストン間にシリンダを導入するステップと、
ピストンを互いに向かって移動させるステップと、
吸気ポートと排気ポート間のシリンダ上の少なくとも１つの主噴射箇所を介してピストン間のシリンダに液体燃料の希薄な主チャージを噴射するステップと、
ピストンの移動に応じて、自己点火温度に達する前に主チャージを完全に気化させるステップと、
シリンダの長手方向中間点近傍の少なくとも１つのパイロット噴射箇所を介して液体燃料のパイロットチャージを噴射するステップと、
を備えることを特徴とする方法。
【請求項１４】
パイロットチャージの質量が、エンジンをアイドリングするのに必要な主チャージの質量より少ないことを特徴とする、請求項１３の方法。
【請求項１５】
主チャージを噴射するステップが、
吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を放射することと、
排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を放射することを含むこと、を特徴とする、請求項１３の方法。
【請求項１６】
ピストンが、混合気を圧縮するため互いに向かって移動する間に主噴射箇所を覆うことを特徴とする、請求項１５の方法。
【請求項１７】
主チャージを噴射するステップが、
シリンダの長手方向中心線に沿って吸気ポートから離れる方向に吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を噴射することと、
長手方向中心線に沿って排気ポートから離れる方向に排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を噴射することと、を含むことを特徴とする請求項１３の方法。
【請求項１８】
ピストンが、混合気を圧縮するため互いに向かって移動する間に主噴射箇所を覆うことを特徴とする、請求項１７の方法。
【請求項１９】
主チャージを噴射するステップが、吸気ポートおよび排気ポートに向かう方向に、シリンダの長手方向中間点近傍のシリンダ上の少なくとも１つの主噴射箇所を介して主チャージの少なくとも一部を噴射することを含むことを特徴とする、請求項１３の方法。
【請求項２０】
主チャージとパイロットチャージがディーゼル燃料を含むことを特徴とする、請求項１３の方法。
【請求項２１】
シリンダと、
シリンダ内に摺動可能に配置される一対の対向ピストンと、
シリンダの各端部近傍の相隔てる吸気ポートおよび排気ポートと、
吸気ポートと排気ポート間のシリンダ内の噴射器箇所を介してシリンダ孔と連通する少なくとも１つの主燃料噴射器と、
シリンダの長手方向中間点近傍のシリンダ内の噴射器箇所を介して孔と連通する少なくとも１つのパイロット燃料噴射器と、
少なくとも１つの主燃料噴射器と少なくとも１つのパイロット燃料噴射器に結合され、ピストンが下死点位置に近いときに少なくとも１つの主燃料噴射器を作動させ、
ピストンが上死点位置に近いときに少なくとも１つのパイロット燃料噴射器を作動させるように調整された燃料噴射システムと、
を備えることを特徴とする圧縮点火型エンジン。
【請求項２２】
少なくとも１つの主燃料噴射器が、吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を噴射する第１の主燃料噴射器と、
排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を噴射する第２の主燃料噴射器と、を含むことを特徴とする、請求項２１のエンジン。
【請求項２３】
少なくとも１つの主燃料噴射器が、
長手方向中間点の方向に吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第１の部分を噴射する第１の主燃料噴射器と、
長手方向中間点の方向に排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して主チャージの第２の部分を噴射する第２の主燃料噴射器とを含むこと、を特徴とする、請求項２１のエンジン。
【請求項２４】
少なくとも１つの主燃料噴射器が、吸気ポートおよび排気ポートの方向にピストンの上死点位置近傍のシリンダ上の少なくとも１つの主噴射箇所を介して主チャージの少なくとも一部を噴射する主燃料噴射器を含むことを特徴とする、請求項２１のエンジン。
【請求項２５】
燃料噴射システムが、少なくとも１つのエンジン動作状況に応じて主チャージの質量を制御し、エンジンをアイドリングするのに必要な主チャージの質量よりも小さいレベルにパイロットチャージの質量を維持することを特徴とする、請求項２１のエンジン。
【請求項２６】
相隔てる吸気および排気ポートポートを有するシリンダと、
中央シリンダ孔に配置される対向ピストンと、
吸気ポート近傍のシリンダ上の噴射箇所に位置する第１の主燃料噴射器と、
排気ポート近傍のシリンダ上の噴射箇所に位置する第２の主燃料噴射器と、
主燃料噴射器に接続される主燃料噴射システムと、
ピストンの上死点位置間の噴射箇所に位置するパイロット燃料噴射器と、
パイロット燃料噴射器に接続されるパイロット燃料噴射システムと、
を備えることを特徴とする内燃機関。
【請求項２７】
第１の主燃料噴射器が吸気ポートから離れる方向に液体燃料の主チャージの第１の部分に噴射されるように調整されることと、
第２の主燃料噴射器が排気ポートから離れる方向に液体燃料の主チャージの第２の部分に噴射されるように調整されること、
を特徴とする、請求項２６の内燃機関。
【請求項２８】
主燃料噴射システムは、第１および第２の主燃料噴射器にディーゼル燃料を供給するように調整されることを特徴とする、請求項２７の内燃機関。
【請求項２９】
パイロット燃料噴射システムは、パイロット燃料噴射器にディーゼル燃料を供給するように調整されることを特徴とする、請求項２８の内燃機関。
【請求項３０】
相隔てる吸気ポートおよび排気ポートを有するシリンダと、
シリンダ孔内に配置される対向ピストンを、
吸気ポートと排気ポート間のシリンダ上の少なくとも１つの噴射箇所を介して孔と連通する少なくとも１つの主燃料噴射器と、
少なくとも１つの主燃料噴射器に接続され、ピストンが下死点位置に近いときに少なくとも１つの主燃料噴射器を作動させるように調整された主燃料噴射システムと、
シリンダの長手方向中間点近傍の少なくとも１つの噴射箇所を介して孔と連通するパイロット燃料噴射器と、
パイロット燃料噴射器に接続され、ピストンが上死点位置に近いときにパイロット燃料噴射器を作動させるように調整されたパイロット燃料噴射システムと、
シリンダに搭載される電気点火素子と、
を備えることを特徴とする内燃機関。
【請求項３１】
吸気ポートにスクロールをさらに含むことを特徴とする、請求項３０の内燃機関。
【請求項３２】
相隔てる吸気ポートおよび排気ポートを有するシリンダと、
シリンダ孔内に配置される対向ピストンと、
吸気ポートと排気ポート間のシリンダ上の少なくとも１つの噴射箇所を介して孔と連通する少なくとも１つの主燃料噴射器と、
シリンダの長手方向中間点近傍の少なくとも１つの噴射箇所を介して孔と連通する少なくとも１つのパイロット燃料噴射器と、
を備えることを特徴とする、対向ピストン圧縮点火型エンジン用の燃料噴射の組み合わせ。
【請求項３３】
少なくとも１つの主燃料噴射器と少なくとも１つのパイロット燃料噴射器がディーゼル燃料を噴射するように調整されることを特徴とする、請求項３２の組み合わせ。
【請求項３４】
相隔てる吸気ポートおよび排気ポートを有するシリンダと、
シリンダ孔内に配置される対向ピストン、
吸気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して孔と連通する第１の主燃料噴射器および排気ポート近傍のシリンダ上の主噴射箇所を介して孔と連通する第２の主燃料噴射器と、
シリンダの長手方向中間点近傍の少なくとも１つの噴射箇所を介して孔と連通する少なくとも１つのパイロット燃料噴射器と、
を備えることを特徴とする、対向ピストン圧縮点火型エンジン用の燃料噴射の組み合わせ。
【請求項３５】
少なくとも第１および第２の主燃料噴射器と少なくとも１つのパイロット燃料噴射器がディーゼル燃料を噴射するように調整されることを特徴とする、請求項３４の組み合わせ。
【請求項３６】
相隔てる吸気ポートおよび排気ポートを有するシリンダと、
シリンダ孔内に配置される対向ピストンと、
吸気ポート近傍のシリンダ上の第１の主噴射箇所を介して孔と連通する第１の主燃料噴射器で、
長手方向中間点の方向に第１の主噴射箇所を介して液体燃料の主チャージの第１の部分を噴射するように調整される第１の主燃料噴射器と、
排気ポート近傍のシリンダ上の第２の主噴射箇所を介して孔と連通する第２の主燃料噴射器で、
長手方向中間点の方向に第２の主噴射箇所を介して液体燃料の主チャージの第２の部分を噴射するように調整される第２の主燃料噴射器と、
を備えることを特徴とする、対向ピストン圧縮点火型エンジン用の燃料噴射の組み合わせ。
【請求項３７】
少なくとも第１および第２の主燃料噴射器と少なくとも１つのパイロット燃料噴射器がディーゼル燃料を噴射するように調整されることを特徴とする、請求項３６の組み合わせ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
２００４年６月１０日に提出され、本願と同一の出願人である共有されている米国特許出願第１０／８６５，７０７号は、本明細書に記載される主題に関連する主題を含む。
【０００２】
本明細書は、概して、エンジンの圧縮行程の初期で液体燃料の主チャージをシリンダに噴射して、主チャージを圧縮工程の残りで気化させ、空気とともに希薄な均質混合物を形成することのできる対向ピストン圧縮点火型エンジンに関する。圧縮混合気が自己点火温度範囲に入る頃には自己点火をサポートするのに十分な理論量成分を欠くようになる。
【０００３】
したがって、圧縮行程の後期で圧縮混合気にパイロット燃料チャージを噴射する措置をさらにとる。パイロット燃料チャージは、自己点火する液体燃料の小滴の理論量の成分を微細ミスト状で供給することによって、主チャージの点火を始動する。
【背景技術】
【０００４】
従来の圧縮点火型（ＣＩ）エンジンの単一ピストンは、シリンダに摺動可能に配置される。ピストンは、ピストンのクラウンがシリンダの閉口端に最も近い上死点（ＴＤＣ）位置とクラウンが閉口端から最も遠い下死点（ＢＤＣ）位置との間でシリンダ内を移動する。シリンダに導入される空気は、ピストンが圧縮行程中にＴＤＣに向かって移動するにつれ、ピストンによって圧縮される。
【０００５】
空気は、圧縮されると温度が上昇する。液体燃料は、圧縮行程の最頂部に達するピストンの近傍で、結果として生じる熱気中に１度に噴射される。温度の上昇した圧縮空気によって燃料の自己点火が生じることで、燃料が自己点火して燃焼し、エネルギーを放出して、動力工程中にピストンをＢＤＣに向けて駆動させる。
【０００６】
対向ピストン式２行程圧縮点火型エンジンでは、２つのピストンが、各ピストンのＢＤＣ近傍に吸気および排気ポートを有するシリンダ孔内でクラウン間に摺動可能に配置され、ピストンは、両ポートのバルブとして機能する。
ピストンは、ＴＤＣとＢＤＣ位置間を互いに近づいたり離れたりしながらシリンダ内を同軸に移動する。ピストンが圧縮行程中にそれぞれのＴＤＣに向かって互いに移動するにつれ、シリンダに導入される空気は、ピストンによって圧縮される。
【０００７】
通常、対向ピストンＣＩエンジンは、ピストンのクラウンのＴＤＣ位置の近傍、ふつうはシリンダの縦方向中心または非常に近傍の位置でシリンダに搭載される液体燃料噴射器を有する。噴射された燃料は、圧縮空気と混合し、混合気は、自己点火して、動力行程中にピストンを互いに離れるＢＤＣ位置の方向に駆動させる。このような対向ピストンエンジンは、引例の’７０７特許出願に開示されている。
【０００８】
圧縮点火エンジンは、多くの望ましくない特徴を有する。欠点の１つは、噴射がピストンのＴＤＣで、またはその近傍で発生するように燃料噴射器が配置されるため、噴射された燃料が、自己点火が起こる前に気化して圧縮空気と混合する時間がほとんどないことである。空気と燃料の不均質混合物は、不均等に燃焼する。また、噴射された燃料の一部は、シリンダ孔の表面に集まり、噴射器のオリフィスにとどまって全く燃焼することができない。その結果、ＮＯｘ（窒素酸化物）と粒子状物質（煙）が生成される。
【０００９】
さらに、ピストンのＴＤＣ近傍のシリンダ上に燃料噴射箇所を配置することで、噴射器は、シリンダ内で発生する最も高い圧力と温度にさらされる。極端な温度の燃焼は、噴射器のオリフィスに閉じ込められた燃料を動力行程中に沸騰させて、一酸化炭素（ＣＯ）、未燃焼炭化水素、煤煙などの汚染物質を生成する。一定期間の極端な温度によって、噴射器のオリフィスに炭素が堆積し、燃料噴射パターンを阻害したり、動力行程中にＮＯｘ、炭化水素、微粒子などの排出物を増大させる不均質な燃焼を引き起こしたりする可能性がある。
【００１０】
ＣＩエンジンにおける混合気の不均質性から生じる問題を克服する試みの中で、予混合圧縮点火型（ＨＣＣＩ）エンジンが提案されてきた。提案は、通常、単一ピストン構造を対象とする。
【００１１】
これに関し、ＨＣＣＩ動作とは、空気と液体燃料の均質混合物が混合物の圧縮によって点火される工程である。ＨＣＣＩエンジンでは、空気の温度が自己点火を始動させることのできるレベルに達する十分前に、燃料が圧縮工程の初期でシリンダに噴射される。早期の噴射は、自己点火が発生するまでさらに圧縮されるほぼ均質な混合気（均質チャージ）を形成することを目的に、燃料が気化しシリンダ内の空気全体に分散するのを助ける。噴射される燃料の量は、従来のＣＩエンジンと比較してＮＯｘおよび微粒子排出物の大幅な削減を達成するため、希薄な混合気を提供し、燃焼工程を管理するように制御される。
【００１２】
ＨＣＣＩ燃焼は、１９７９年に２行程内燃機関用のスパーク点火（ＳＩ）の代替として導入された。内燃機関排出汚染物質の大幅削減を要求する連邦ＥＰＡ基準が１９９０年代初めに導入された際、ＨＣＣＩ技術の調査と開発は劇的な進展を遂げた。「この７年間にわたり、この技術の可能性を探る数々の研究が発表され、混合気の作製、燃焼制御、荷重伸展、排出物削減のための画期的な戦略が数多く、自動車会社、ディーゼルエンジンメーカー、部品供給業者、研究機関らによって提案および開発されてきた」『均質チャージ圧縮点火（ＨＣＣＩ）エンジン、主要な研究開発点、ＳＡＥ  Ｏｒｄｅｒ  Ｎｏ．ＰＴ−９４、２００３』。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
ＨＣＣＩは、高燃料効率やＮＯｘおよび微粒子排出物の低減などの潜在的な利点を提供するが、この燃焼モードは、業界や研究開発が概してまだ解決に至っていない問題点も有する。
【００１４】
ＨＣＣＩエンジンの欠点としては、エンジン動作状況下での高い炭化水素およびＣＯの排出量、燃焼タイミングの制御の困難さ、幅広い負荷範囲、特に最大動力の３０％を超過する動力レベルで、動作不能であることが挙げられる。
【００１５】
ＨＣＣＩエンジンの低負荷動作間、噴射された燃料は、不完全にしか燃焼せず、スパーク点火（ＳＩ）エンジンよりもずっと高いレベルの炭化水素およびＣＯ排出物を生成する。ＨＣＣＩエンジンの高負荷動作では、点火に関与する空気／燃料成分のモル比制御不足、早期の燃焼結果により自己点火を制御することが極めて困難で、高いエンジンノイズやエンジンの損傷を引き起こす可能性がある。
【００１６】
これらのおよびその他の理由により、マルチモードＨＣＣＩエンジンが提案されている。マルチモードエンジンは、動作負荷範囲の中間ではＨＣＣＩエンジンとして動作し、低負荷および高負荷状況では従来のＣＩまたはＳＩエンジンとして動作する。マルチモードデザインは、複雑な燃料噴射システムまたは２つの異なる燃料を必要とし、いずれの解決策も厄介で、製造および作業コストが余計に嵩む。
【００１７】
よって、ＮＯｘ、ＣＯ、炭化水素、微粒子などを含む排出汚染物質を低レベルに抑えつつも、広範囲の負荷動作機構で動作する単一モードの圧縮点火型予混合エンジンが極めて望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
対向ピストンエンジンの圧縮行程の早期で、液体燃料の希薄な主チャージを噴射することで、行程がほぼ完了するまでに燃料が実質上完全に気化する。結果として生じる希薄な均質混合気は、自己点火温度範囲に達するとき自己点火をサポートするには不十分な理論量の空気／燃料成分を含む。
【００１９】
小滴の微細ミスト状の少量の液体燃料で構成されるパイロットチャージを、ピストンのＴＤＣ近傍の圧縮均質主チャージに噴射すると、自己点火し、主チャージの点火を始動する理論量成分が投入される。希薄な主チャージの均質な混合で、望ましくない燃焼副産物が低減される。パイロットチャージの噴射を制御すれば、希薄で均質な主チャージを正確なタイミングで噴射することができる。
【００２０】
２行程対向ピストン内燃機関は、液体燃料の希薄な主チャージの噴射と完全気化を提供することによって、今日までのＨＣＣＩエンジンに関わる問題を克服する。これに関連し、「完全気化」とは、自己点火をサポートする主チャージの液体成分が十分に残っていないことを意味する。主チャージの点火は、小滴の微細ミスト状の少量の液体燃料で構成されるパイロットチャージの噴射によって制御される。本明細書に記載される対向ピストンＨＣエンジンは、シリンダ孔に配置される対向ピストンによって作動される相隔てる吸気および排気ポートを有するシリンダと、主燃料チャージの一部または全部をシリンダ内に噴射するために配置される少なくとも１つの主燃料噴射器を含み、ピストンは、ＢＤＣの近傍で、パイロット燃料噴射器は、対向ピストンのＴＤＣで、またはその近傍でパイロットチャージを噴射するように配置される。
【００２１】
たとえば、燃料の主チャージを分割する２つの主燃料噴射器は、シリンダ壁の主燃料噴射箇所と連通するように搭載することができ、一方は、吸気ポートの近傍に（わずかにＴＤＣの方にずらす）、他方は、排気ポートの近傍に（わずかにＴＤＣの方にずらす）に配置される。
【００２２】
この構成では、エンジン動作中に比較的涼しく、移動の大部分においてピストンにより覆われるシリンダ部分に燃料噴射箇所を位置することによって、噴射器を高温・高圧にさらすことで引き起こされる望ましくない生来の効果を最小限にとどめる。ＢＤＣの直後に吸気および排気ポート近傍に主チャージを噴射することによって、シリンダ内の内圧と温度は、比較的低く、噴射される噴霧の最大限の拡張を推進する。ピストンが圧縮行程間にＴＤＣに向かって移動する間、燃料は長い時間をかけて気化する。ピストンがほぼＴＤＣに至るまでに、主チャージは、完全に気化して渦流の助けで混合され、主空気／燃料チャージは、実質上均質となる。
【００２３】
しかしながら、気化したチャージは、圧縮混合気が自己点火温度範囲に至るまでに自己点火をサポートするのに十分な理論量の成分を欠く。主チャージを点火するには、少なくとも１つのパイロット燃料噴射器が、シリンダ上、シリンダの長手方向中線近傍、または少なくとも対向ピストンにとってＴＤＣの近傍で、パイロット燃料噴射箇所と連通するように配置される。パイロット燃料噴射器は、パイロットチャージ、すなわち、理論量の成分を提供する小滴の微細ミスト状の少量の液体燃料を、ピストンのＴＤＣ近傍で圧縮された均質主チャージに噴射する。理論量の成分は、パイロットチャージを自己点火させることによって、主チャージの点火を始動する。
【００２４】
主燃料噴射がピストンがＢＤＣに近い圧縮行程の初期での主チャージの配送のために位置し、パイロット燃料噴射が点火制御のために対向ピストンのＴＤＣ近傍に置かれて、本明細書に記載の対向ピストン圧縮点火型エンジンは、ＮＯｘ、炭化水素、ＣＯ、および微粒子排出汚染物質を実質上低減しつつ、液体燃料を使用して、アイドリング、冷始動、中高負荷などの高範囲のエンジン負荷範囲にわたって動作することによって、今日までのＨＣＣＩエンジンの欠点を克服する均質チャージパイロット噴射（ＨＣＰＩ）エンジンを構成する。
【００２５】
２行程対向ピストン内燃機関は、ピストンがＢＤＣに近い圧縮行程初期での液体燃料の主チャージの噴射と、ピストンがＴＤＣに向かって移動する希薄な状況下での主チャージの完全気化、および両ピストンのＴＤＣ近傍での自己点火をサポートするのに十分な理論量の成分を有する液体燃料のパイロットチャージ噴射による主チャージ点火の制御を提供することによって、今日までのＨＣＣＩエンジンに関わる問題を克服する。
【００２６】
本明細書に使用されるように、「主チャージ」は、空気と混合され、シリンダ内のピストン間で圧縮される、ＨＣＰＩエンジンに噴射される液体燃料の希薄なチャージである。互いに向かうピストンの移動と、吸気マニホルドによって引き起こされる渦流が、空気と主チャージを混合させる。空気と希薄な燃料の混合物は、混合させられながらピストンによって圧縮されるが、自己点火温度範囲に達するまでに燃料が完全に気化するため、圧縮混合気は自己点火できない。
【００２７】
本明細書に使用されるように、「パイロットチャージ」は、主チャージを点火するためにシリンダ内の圧縮混合気に噴射される液体燃料のチャージである。パイロットチャージは、気化し、混合気が自己点火に必要な理論混合比を有する領域を含む燃料濃度勾配を示す、多数の微小滴（たとえば、最初の平均径が約２０ミクロンである約５０，０００滴）を備える微細ミストとして噴射される。その結果、パイロットチャージは、自己点火し、シリンダ内の希薄な圧縮混合気の点火を始動する。
【００２８】
主チャージおよびパイロットチャージは、同一または異なる液体燃料を備えることができる。好ましくは、主チャージおよびパイロットチャージは、ディーゼル燃料を備える。
【００２９】
完全気化およびエンジンのシリンダ内での空気との混合のために、主チャージの全部または一部を供給することが主燃料噴射器の機能である。主チャージの点火を始動するために、液体燃料のパイロットチャージを圧縮された主チャージを供給することがパイロット燃料噴射器の機能である。
【００３０】
本明細書に記載の対向ピストンエンジンでは、少なくとも１つの主燃料噴射器が、ピストンがＢＤＣに近く、シリンダの排気ポートおよび吸気ポートの両方が閉じられているとき、シリンダ壁上の少なくとも１つの主噴射箇所を介して主チャージのほぼ全部を噴射する。たとえば、少なくとも１つの主噴射箇所は、対向ピストンのうちの１つのＢＤＣに近くてもよい。もしくは、少なくとも１つの主噴射箇所は、吸気および排気ポートの方向に液体燃料を噴射するように調整されたピストンのＴＤＣの近くでもよい。
【００３１】
ある実施例では、２つの主燃料噴射器が対向ピストン圧縮点火型エンジンの各シリンダに主チャージを分割し、主チャージの一部をシリンダ壁の噴射箇所、一方は、吸気ポートの近傍（わずかにＴＤＣの方）、他方は、排気ポートの近傍（わずかにＴＤＣの方）に噴射する。これは、主燃料の噴射をシリンダの最も低温な部分に位置決めするため、主噴射器ノズルがエンジン動作中の長期間ピストンに覆われることによって、従来のＨＣＣＩエンジンに固有の、高温にさらされるという望ましくない効果を緩和することができる。
【００３２】
主燃料噴射器は、フルエンジン出力で送出される主チャージの全部または一部の配送に合わせた寸法の燃料噴射オリフィスを有するノズルを備える。
【００３３】
主燃料噴射器ノズルは、シリンダの径中心に沿って燃料パターンを発射するように主噴射箇所と垂直に配向させることができる。１例として、１リットルの押し退け容積で１００馬力で動作する対向ピストンＨＣＰＩエンジンでは、主燃料噴射器は、約２リットルの空気と混合され圧縮される約９０ｍｍ３の最大主チャージの全部または一部を送出することのできるノズルを有する。
【００３４】
吸気ポートまたは排気ポート近傍に位置するノズルは、主燃料チャージが内側シリンダ孔およびピストンのクラウンに接触し、そこで凝縮するのを防ぐために、ＴＤＣの方向に燃料パターンを発射するように構成することができる。ピストンがＢＤＣに近いとき吸気ポートおよび排気ポートの近傍で主チャージを噴射することによって、シリンダの内圧は、比較的低く、液体燃料の小滴は、比較的長い期間をかけて、ピストンがＴＤＣに向かって移動するにつれ温度が上昇する中で気化する。
【００３５】
さらに、主噴射器ノズルが閉じられているとき、ＴＤＣの方に移動する対向ピストンがノズルを覆うため、ノズルのオリフィスおよび先端の窪みに閉じ込められた燃料は、シリンダ室に逃げ込むことができないので、動力行程間のＣＯまたは炭化水素の形成を防止する。ピストンがほぼＴＤＣに至るまでに、主チャージは完全に気化され圧縮される。しかしながら、主チャージの圧縮から生じる上昇温度下でも、自己点火を始動するのに十分な理論量の成分を欠く。
【００３６】
別の例として、主燃料噴射器のノズルは、シリンダの長手方向中心の近傍で吸気ポートまたは排気ポート間に配置され、内側シリンダ孔とピストンのクラウンに接触し、そこで凝縮するのを防ぐために、燃料パターンを２方向、排気ポートへの方向と、その反対の吸気ポートへの方向に発射するように構成することができる。主燃料噴射器は、ピストンがＢＤＣに近く、両ポートが圧縮工程の最初で閉じられているとき、このように噴射するように作動させられる。圧縮行程の最初に主チャージを吸気ポートおよび排気ポートに向かって噴射することによって、シリンダの内圧は比較的低く、液体燃料の小滴は、比較的長い期間をかけて、ピストンがＴＤＣに向かって移動するにつれ温度が上昇する中で気化する。ピストンがほぼＴＤＣに至るまでに、主チャージは、完全に気化され、混合気は、非常に強く圧縮される。
しかしながら、圧縮混合気は、主チャージの圧縮から生じる上昇温度下でも、自己点火を始動するのに十分な論理量の成分を欠く。
【００３７】
対向ピストンＨＣＰＩエンジンでは、少なくとも１つのパイロット噴射器が、ＴＤＣ近傍のシリンダ上の箇所を介してパイロットチャージを噴射するために設けられる。好ましくは、制限はないが、パイロットチャージは、最大主チャージの総質量の０．２％以下の質量を備えることができる。パイロット噴射器のノズルは、多数の微細小滴を有する微細ミスト状の液体燃料を送出するのに適した非常に小さな径のオリフィスを１つ以上備えることができる。
【００３８】
上記の例では、パイロット噴射器のノズルは、約１０〜２０ミクロンの径のオリフィスを有することができ、総量約０．２ｍｍ３以下となる約１０，０００〜１００，０００個の燃料の小滴を微細ミスト状で送出するのに適する。寸法の小さな多数の小滴によって、パイロットチャージは、高温高圧の混合気内で自己点火することで主チャージの点火を始動する論理量の混合物領域または成分を提供することができる。パイロット燃料噴射システムによるパイロットの噴射の適切な制御で、エンジン動作状況に応じて最適な時期に主チャージの点火をトリガすることができる。したがって、パイロット燃料噴射器は、エンジンの燃焼始動素子である。
【００３９】
上述したように、対向ピストンＨＣＰＩエンジンは、連続的な単一のモード動作を提供することができる。パイロット燃料噴射器は、冷起動状況での一貫した点火を保証する。
【００４０】
パイロット燃料噴射器は、エンジンの唯一の燃焼始動素子であってもよく、あるいは、スパークプラグなどの電気始動点火素子やその他の燃焼を強化する十分なエネルギー手段（たとえば、レーザ）によって補足されてもよい。
【００４１】
本明細書に記載の対向ピストンＨＣＰＩエンジンは、ＮＯｘ、炭化水素、ＣＯ、および微粒子を含む排気汚染物質を実質上低減しつつも、アイドリング、冷起動、および中高負荷などの幅広い負荷範囲で動作することによって、今日までのＨＣＣＩエンジンが抱える非常に厄介な要素を克服する。
【００４２】
対向ピストンＨＣＰＩ  内燃機関は、Ｊａｍｅｓ  Ｕ．Ｌｅｍｋｅらによって２００４年６月１０日に提出され、本願の譲受人に譲渡された米国特許出願第１０／８６５，７０７号に記載の２行程対向ピストン圧縮点火型エンジンの背景で実現することができる。’７０７特許出願は、ここでの言及により組み込まれる。この文脈は、例示のためのみであって、本明細書に記載される原理を’７０７出願の特定のエンジンに対してのみ限定することを意図していない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００４３】
図１を参照すると、内燃機関８が示されている。エンジン８は、１つまたはそれ以上のシリンダを有する対向ピストンディーゼルエンジンで、図では、このような１つのシリンダ１０を示す。対のピストン１２および１４は、シリンダ１０の中央孔１５に摺動可能に配置される。ピストン１２および１４は、互いに近づいたり離れたり逆の動きでシリンダ１０内を同軸に移動する。図１は、排気／動力行程の最後に来る下死点近傍のピストン１２および１４を示す。ピストン１２は、ピストン１４のクラウン１４ａに面するクラウン１２ａを有する。ピストン１２、１４は、それぞれ、シリンダ１０の側面に沿ってピストンから各クランク軸３０、３２に鋭角で延びるロッドによって、側面に搭載された２つのクランク軸３０、３２に結合される。これらの結合部の構造は、組み入れた’７０７特許出願に詳細に記載される。シリンダ１０の各端部に固定されたポートマニホルド４２および４４は、排気ポートおよび吸気ポート４５および４６を提供する。
【００４４】
吸気ポート４６および排気ポート４５は、吸気ポート４６を通ってシリンダの孔１５に入る圧縮空気の渦流を誘導するために渦巻状にすることができる。ピストン１２および１４は、ＢＤＣとＴＤＣ位置間を移動する間、ポート４５および４６を制御する。燃焼生成物が排気マニホルド４７を介して各シリンダ１０から排出され、空気が吸気マニホルド４８を介して各シリンダ１０に供給される。
【００４５】
エンジン８は、各シリンダ１０に供給される少なくとも１つの主燃料噴射器５５を含む。図１の例では、２つの主燃料噴射器５５が各シリンダ１０に設けられている。各主燃料噴射器５５は、シリンダの側壁に開口する主噴射箇所５７を介して液体燃料の主チャージの全部または一部を供給するように位置決めされたノズルを含む。各主噴射箇所５７は、ポートを制御するピストンのわずかにＴＤＣ寄りで、ポートの近傍のポートマニホルド内に配置される。
【００４６】
エンジン８は、各シリンダ１０に供給される少なくとも１つのパイロット燃料噴射器５９を含む。図１の例では、単一のパイロット燃料噴射器が各シリンダ１０に設けられている。各パイロット燃料噴射器５９は、シリンダ１０の側壁に開口するパイロット噴射箇所６１を介して液体燃料のパイロットチャージの全部または一部を供給するように位置決めされたノズルを含む。各パイロット噴射箇所６１は、ピストンクラウン１２ａおよび１４ａのＴＤＣ位置間で、シリンダ１０の長手方向中間点またはその近傍に配置される。
【００４７】
ＨＣＰＩ対向ピストンエンジンの一側面では、主およびパイロットチャージはそれぞれ液体燃料から成る。同一の液体燃料を主およびパイロットチャージのために供給することができる。たとえば、液体燃料はディーゼル燃料を備えることができる。もしくは、液体燃料は様々な燃料であってもよい。
【００４８】
図１および２を参照すると、燃料タンク８０が主燃料噴射器５５とパイロット燃料噴射器５９に液体燃料を供給する、共通レール構造と電子起動を用いる例示の燃料噴射システムが示されている。これらの図では、主燃料噴射システムは様々なエンジン動作状況に応答して主燃料噴射器を作動させることによって、主燃料チャージの噴射と様々なエンジン動作状況とを同期させる。パイロット噴射システムはエンジン動作状況に応答してパイロット燃料噴射器を作動させることによって、パイロット燃料チャーの噴射と様々なエンジン動作状況とを同期させる。エンジン８は、３つのシリンダを有すると仮定される。ピストンは、燃料噴射システムの設計を説明する際の助けとしてこれらの図からは省略される。
【００４９】
図２では、燃料タンク８０の出力は、プレポンプ８６、フィルタ８８、  列型燃料噴射ポンプ９０、およびノード８７を介して主燃料噴射システム８１およびパイロット燃料噴射システム９１に接続される。主燃料噴射システム８１はノード８７から分かれ、燃料タンク８０から液体燃料を受け取る各主燃料噴射器５５につながる共通レール８２と、各主燃料噴射器５５を燃料タンク８０に戻す戻りライン８４とを含む。パイロット燃料噴射器システム９１は、ノード８７から分かれ、燃料タンク８０から液体燃料を受け取る各パイロット燃料噴射器５９につながる共通レール９２と、各パイロット燃料噴射器５９を燃料タンク８０に戻す戻りライン９４とを含む。液体燃料は好ましくは、ディーゼル燃料である。
【００５０】
エンジン８に使用される主燃料噴射器５５は、主噴射箇所５７を通してシリンダ１０の孔に主チャージの全部または一部を噴霧するように配列されたオリフィスの列を有するノズルを含む電気制御、機械起動の燃料噴射器である。たとえば、２つの主燃料噴射器５５がシリンダ１０に設けられる場合、それぞれが主チャージの半分をシリンダ孔に噴霧するように動作させられる。
【００５１】
図２の主燃料噴射システム８１では、送出バルブ機構とノズルを含む各主燃料噴射器５５は従来、噴射箇所にノズルを有する主噴射箇所でシリンダに搭載することができる。もしくは、主燃料噴射器は機構をノズルに接続する高圧線とともに、ノズルから離れて搭載される送出バルブ機構を有する。対向ピストンエンジン８では、各主燃料噴射ノズルのオリフィスが列状に配置される結果、燃料は主燃料噴射器が配置されるポートから離れ、ＴＤＣの方向にシリンダの長手方向中心線にほぼ沿って雲またはミスト状の小滴で噴射される。
【００５２】
エンジン８で使用されるパイロット燃料噴射器５９は、パイロット噴射箇所６１を通してシリンダ孔に主チャージの全部または一部を噴霧するように配列されたオリフィスの列を有するノズルを含む増圧アキュムレータ型電気制御、機械起動の燃料噴射器である。好ましくは  単一のパイロット燃料噴射器は従来、パイロット噴射箇所でシリンダに搭載されるが、送出バルブ機構とノズルは別々に搭載され、高圧線に接続されてもよい。対向ピストンエンジンでは、各パイロット燃料噴射器のノズルのオリフィスが列上に配置される結果、燃料はシリンダの長手方向中心線に略直角に向く雲またはミスト状の小滴で噴射される。
【００５３】
エンジン８は、図３に示される電子制御部（ＥＣＵ）１２１を含む。ＥＣＵ１２１は好ましくは、エンジンパラメータを監視し、エンジン動作の側面を管理制御するためにエンジン８内で使用される。図２のように、主燃料噴射システムおよびパイロット燃料噴射システムが電子制御される場合、ＥＣＵ１２１はそれらのシステムの動作も制御することができる。
【００５４】
ＥＣＵ１２１は、エンジン動作のパラメータを監視し、共通レール８２および９２に圧力下で液体燃料を提供するように列型燃料噴射ポンプ９０の動作を制御し、液体燃料をエンジンに噴射する際に主およびパイロット燃料噴射器５５および５９の動作を制御することによって、これらのタスクを遂行することができる。監視されるパラメータは制限なく、共通レール８２および９２内の燃料圧力、エンジン速度、クランク軸角度、吸気ポートでの空気温度、排気ポートでの排気温度、排気マニホルド４７および吸気マニホルド４８内の圧力、およびエンジンノックレベルなどを含む。
【００５５】
ＥＣＵ１２１は、共通レール８２および９２内の圧力を維持または変更する列型燃料噴射ポンプ９０の制御信号と、主およびパイロット燃料噴射器５５および５９のタイミング動作を制御する制御信号を生成する。その他のエンジンパラメータ（図示せず）は、他のエンジン機能（図示せず）を制御するためにＥＣＵ１２１に提供される。
【００５６】
ＥＣＵ１２１は、エンジンパラメータ値を受領および変換し、変換された値に関する数学的計算および論理演算を行い、エンジン動作と同期された出力としてポンプおよび噴射器制御信号を生成するために、メモリ、処理機能、およびプログラミングを含む。主燃料噴射器およびパイロット燃料噴射器のそれぞれに関して、ＥＣＵ１２１は噴射器によって噴射される燃料の量、共通レール内で要求される圧力、噴射器動作のタイミングを算出する。噴射器による燃料噴射は、タイミングに対応するクランク軸角度に応じて開始される。
【００５７】
主燃料噴射システムおよびパイロット燃料噴射システムは、様々なエンジン動作状況に直面して燃料送出の制御を維持するようにＥＣＵ（またはその他の装置）によって作動させられる。これに関連し、エンジンの動作負荷が変動するにつれ、主燃料噴射器システムを介してエンジンに送出される主チャージの液体燃料の質量を、エンジンの変動する需要に対応するように調節することができる。たとえば、主チャージの質量は通常、エンジンアイドル速度と最大エンジン速度に必要な量を維持するのに要する量の間を変動する。しかしながら、好適な実施では、パイロットチャージを構成する液体燃料の質量は、アイドル速度でエンジンを維持するのに必要な主チャージの質量未満の一定量で維持されねばならない。
【００５８】
本明細書に記載されるエンジン８は、機械的に制御され始動される主燃料噴射器およびパイロット燃料噴射器を使用してもよい。これに関しては、図１を参照。
【００５９】
図４では、主燃料噴射システムは様々なエンジン動作状況に応じて、主燃料噴射器を作動させることによって、主燃料チャージの噴射と様々なエンジン動作状況とを同期させる。図４に示されるパイロット噴射システムはエンジン動作状況に応じて、パイロット燃料噴射器を作動させることによって、パイロット燃料チャージの噴射と様々なエンジン動作状況とを同期させる。エンジン８は３つのシリンダを有すると仮定される。燃料噴射システムの設計と動作を説明する助けとして、これらの図ではピストンを省略する。
【００６０】
図１および４では、燃料タンク８０が燃料ライン１２９に通じるプレポンプ１０６およびフィルタ１０８によって液体燃料を主燃料噴射器およびパイロット燃料噴射器に供給する、列型燃料噴射ポンプ構造および機械起動を利用する例示の燃料噴射システムが示される。燃料ライン１２９は、主燃料噴射システム１０１およびパイロット燃料噴射システム１０２に燃料を供給する。
【００６１】
図４では、主燃料噴射システム１０１は、ライン１２９から液体燃料を受け取る列型燃料噴射ポンプ１３０と、ポンプ１３０を燃料タンク８０につなげる戻りライン１３１とを含む。ポンプ１３０は３つの送出バルブ機構１３０ａ、１３０ｂ、および１３０ｃを含む。各送出バルブ機構は、各ライン（１３５ａ、１３５ｂ、１３５ｃ）を介して主燃料噴射箇所５７で対の主燃料噴射ノズル５５ｎに供給される主燃料チャージを送出する。
【００６２】
図４では、パイロット燃料噴射システム１０２は、ライン１２９から液体燃料を受け取る列型燃料噴射ポンプ１３２と、ポンプ１３２を燃料タンク８０につなげる戻りライン１３３とを含む。ポンプ１３２は３つの送出バルブ機構１３２ａ、１３２ｂ、および１３２ｃを含む。各送出バルブ機構は、各ライン（１３７ａ、１３７ｂ、１３７ｃ）を介して燃料噴射箇所６１でパイロット燃料噴射ノズル５９ｎに供給されるパイロット燃料チャージを送出する。
【００６３】
各主燃料噴射ノズル５５ｎは、主チャージの全部または一部を主噴射箇所５７を介してシリンダ孔１０に噴霧するために、列状に配置されたオリフィスを有する。対向ピストンエンジン８では、各主燃料噴射ノズルのオリフィスが列状に配置される結果、燃料は、主燃料噴射器が近傍に配置されるポートから離れてＴＤＣの方向に向かって、シリンダの長手方向中心線にほぼ沿って、雲またはミスト状の水滴として噴射される。
【００６４】
エンジン８で使用される各パイロット燃料噴射器ノズル５９ｎは、パイロット噴射箇所６１を介してシリンダ孔にパイロットチャージの全部または一部を噴霧するように配置されたオリフィスの列を含むことのできる増圧アキュムレータ型の燃料噴射器送出バルブ機構によって駆動可能である。好ましくは、単一のパイロット燃料噴射器ノズルは従来、各パイロット噴射箇所でシリンダに搭載される。対向ピストンエンジン８では、各パイロット燃料噴射器のノズルオリフィスは列状に配置される結果、燃料がシリンダの長手方向中心線の略直角に向く雲またはミスト状の小滴として噴射される。
【００６５】
図４の列型燃料噴射システムでは、ポンプ１３０および１３２は従来、図１に示されるようなクランク軸３０、３２のうち少なくとも１つに既知の手段（図示せず）によって結合されるカム機構で駆動される。調整装置１３４（図３に示される）は、図２の燃料噴射システムと関連して上述したように様々なエンジン状況に直面して燃料噴射の制御を維持するため、ポンプ１３０および１３２の一方または両方に設けることができる。
【００６６】
上記の図に示される以外の燃料噴射機構およびシステムを使用することができる。たとえば、一体型ユニット噴射器またはユニットポンプを各噴射箇所に対して各シリンダまたはその近傍に個々に搭載することができる。
【００６７】
エンジン８の予混合パイロット噴射動作が図５Ａ〜５Ｄに示される。これらの図では、ＨＣＰＩ動作は、図２の燃料噴射構造に基づき、この構造では、シリンダ１０用の２つの主噴出器５５がそれぞれ噴射箇所５７を介して主チャージの約半分を供給するためにエンジン８に搭載される。さらに、単一のパイロット噴射器５９が示される。これは、これらの図に示される２つの主噴出器のいずれかの位置で単一の主噴射器５５または２つ以上の主噴出器５５を使用することができるものとして、これらの教示の範囲を限定することを意図していない。さらに、２つ以上の単一のパイロット噴射器５９を使用することができる。
【００６８】
図５Ａ〜５Ｄは、対向ピストンＨＣＰＩエンジンの動作、特にエンジン８の吸気／圧縮行程を示す一連のステップを表す、図１のシリンダ１０とピストン１２および１４の概略図である。このシーケンスは単に説明のためであって、他の可能なシーケンスを除外することを意図していない。
【００６９】
図５Ａを参照すると、シリンダ１０は、シリンダ軸と一致する長手方向中心線１３９と、中心線上の長手方向中間点１４０とを有する。「下死点」という用語は、ピストンが制御するポートが完全にまたは最大限に開いているときのピストンの位置を指す。図５Ａおよび５Ｄを参照すると、「上死点」という用語は、ピストン１２および１４のクラウン１２ａおよび１４ａ間の空間が最小であり、主チャージがほぼ均質で、シリンダ孔内で最も圧縮されている地点を指すときに使用される。
【００７０】
以下の図示や説明が確立すると、ピストン長、シリンダ長、およびシリンダマニホルドによってシリンダ孔に追加される長との関係は、ピストンが下死点位置を横断する間のピストン間の位相差と連動して、ポートの動作を調整し、ポートの動作をピストン事象とともに正しく順序付ける。これに関連し、排気ポート４５および吸気ポート４６は、端部近傍でシリンダ１０の長手方向中心から同軸に移動させられる。ピストン１２および１４は等しい長を有することができる。ピストン１２および１４はそれぞれ、下死点位置に近づくまでシリンダ１０の対応ポート４５または４６を閉じたままにしておく。下死点位置間の位相オフセットは、排気ポート４５がピストン１２によって覆われることでピストン１２が下死点位置に近づくと開口し、吸気ポート４６がピストン１４に覆われることでピストン１４が下死点位置に近づくと開口し、その後、排気ポート４５がピストン１２に覆われることでピストン１２が下死点位置から離れると閉じ、吸気ポート４６がピストン１４に覆われることでピストン１４が下死点位置から離れると閉じるというシーケンスを引き起こす。
【００７１】
この例では、ピストン１２および１４がＢＤＣ位置に近いと、クラウン１２ａおよび１４ａは、排気ポートおよび吸気ポート４５および４６の外側に配置される。ピストン１２はＢＤＣを通過し、ＴＤＣの方に近づき始める。ピストン１４は、まだＢＤＣの方に移動し続けている。両ポート４５および４６は覆われておらず開口し、燃焼生成物は、吸気マニホルド４８を通ってシリンダに流れ込む空気を圧力下で排気することによって、排気ポート４５を介してシリンダから排気マニホルド４７に強制的に排出される。両ポート４５および４６は渦巻状に形成され、渦流１４５をシリンダ１０に排気する。主燃料噴射器５５もパイロット燃料噴射器５９も始動されない。
【００７２】
図５Ｂでは、ピストン１２は、排気ポート４５を覆い、閉じるのに十分なくらいＴＤＣに近づいている。ピストン１４はＢＤＣを通過し、ＴＤＣの方に近づき始める。吸気ポート４６はまだ開口しており、燃焼をサポートする空気がシリンダに流れ込む。再度、ポートが渦巻状に形成されると、空気がシリンダ１０内で渦巻く（１４５）。主燃料噴射器５５もパイロット燃料噴射器５９も始動されない。
【００７３】
図５Ｃでは、ピストン１４は吸気ポート４６を覆い、閉じるのに十分なくらいＴＤＣに近づいており、その結果燃焼空気が捕捉される。ピストン１２はＴＤＣの方に近づき続ける。排気ポート４５は閉じたままである。両主燃料噴射器５５はＥＣＵ１２１によって起動され、それぞれが約半分の主チャージ２００を捕捉された容積に噴射する。主チャージの量は、燃焼をサポートするのに必要な空気の理論量に対する空気量の比λが２以上である希薄な混合気をもたらす。主燃料噴射器のノズルのオリフィスは、長手方向中心線１３９に沿い、長手方向中間点１４０に近づき、クラウン１２ａおよび１４ａとシリンダ孔１０から離れる方向に、燃料滴パターンとして主チャージをそれぞれ噴射するように配列される。これにより、表面で凝縮して表面を濡らす燃料の量が減り、エンジン８による未燃焼炭化水素の生成が緩和される。主チャージが噴射されると、ピストン１２および１４は依然としてＢＤＣに近い。よって、噴射された主チャージは比較的長い時間をかけてピストンがＴＤＣに近づき、圧縮によって加熱された空気と混合される。その結果、噴射された燃料のほぼすべてが、ピストン１２および１４がＴＤＣに近づくまでに気化する。したがって、ピストン１２および１４がＴＤＣに近いとき、混合気はほぼ均質となる。しかしながら、燃料はほぼ完全に気化するため、結果として生じる混合気には理論量混合比の領域がなく、自己点火が起こりえない。
【００７４】
次に図５Ｄを参照すると、ピストン１２および１４がＴＤＣに達する直前に、パイロット燃料噴射器５９が、検出されたクランク角度に応じてＥＣＵ１２１により始動され、小滴（たとえば、約１０ミクロンの最初の平均径を有する滴）を含む微細ミスト状の液体燃料で構成されるパイロットチャージ２１０が高度に圧縮され、したがって非常に高温な混合気に噴射される。パイロットチャージ２１０は急速に気化し、混合気が自己点火に必要な理論混合比である領域を含む燃料濃度勾配を示す。その結果、パイロットチャージ２１０は自己点火し、ピストンのクラウン間でシリンダ内の希薄な圧縮混合気の点火を始動する。
【００７５】
主チャージ２００は希薄で、完全ではなくても点火の時点で気化しているので、燃料の燃焼全体では結果的にＮＯｘ、炭化水素、ＣＯ、および微粒子などの排出汚染物質が大幅に低減する。
【００７６】
主チャージ２００は圧縮行程の初期に噴射されるため、高負荷状態では、燃料は十分な時間をかけて完全に気化し、空気と混合される。アイドリングなどの動作の低負荷間には、パイロット燃料噴射器５９が主燃料噴射器５５を始動せずに動作を維持するために適量の燃料を提供することができる。
【００７７】
エンジン８のＨＣＰＩ動作によって実現されるその他の利点は、図５Ａ〜５Ｄを参照して理解することができる。上記利点の１つは、主燃料噴射器５５が、混合気が燃焼する際にシリンダ内で発生する圧縮と燃焼から生じる高圧高温から保護されることである。図５Ｃおよび５Ｄで最もよく分かるように、噴射箇所５７はシリンダ１２および１４がＴＤＣとの間を往復する間にこれらのシリンダによって覆われることで、これらの噴射器のノズルを、圧縮混合気の高圧高温および燃焼の熱と気流から保護する。
【００７８】
先の例はすべて、２つの主燃料噴射器の提供と、唯一の点火素子としてのパイロット噴射器の使用を基盤としている。
図６Ａ〜６Ｃは別の配置を示す。
【００７９】
図６Ａでは、単一の主噴射器５５に供給される単一の主燃料噴射箇所５７が設けられている。主燃料噴射箇所５７は、ピストン制御ポートのＴＤＣの方向にわずかにずれた両ポート４５および４６のうちの１つの近傍のシリンダ１０内にある。
【００８０】
図６Ａでは、主燃料噴射箇所５７は排気ポート４５に近い。この構成における燃料噴射器ノズルは、対向ポートの方向に主チャージ全体を噴射するように配置されたオリフィスを有する。
【００８１】
図６Ｂでは、少なくとも１つの主燃料噴射箇所５７が、中間点１４０を通過する径またはその近傍でシリンダ１０に配置される。この構造における燃料噴射器ノズルは、中間点１４０から離れて両ポート４５および４６の方向に主チャージ全体を噴射するように配置されたオリフィスを有する。
【００８２】
図６Ａおよび６Ｂの構造では、主燃料噴射システム（図示せず）は、ピストン（図示せず）がＢＤＣ位置に近いが、両ポート４５および４６が閉じている間、圧縮点火行程の早期に主チャージを噴射するように作動される。図６Ｃでは、スパークプラグなどの電気始動点火素子１６０が、パイロット噴射器５９の点火機能を増強するために設けられる。素子１６０は中間点１４０近傍に配置され、パイロット噴射箇所６１から横にまたは弓形に移動させることができる。たとえば、主燃料噴射器５５用の１つまたはそれ以上の可能な箇所５７がシリンダ１０内に示される。
【００８３】
本明細書に記載される本発明の原理は実施形態に限定されず、例示のためのみを意図する。１例として、主燃料噴射器５５は、主チャージの複数段の噴射を提供するため、ＴＤＣの方向にシリンダ壁に沿って縦方向に設置することができる。さらに、本明細書に記載の原理は、２行程または４行程のデュアルピストンまたは単一のピストンエンジンに適用可能である。さもなければ、これらの原理は以下の請求項によってのみ限定される。
【図面の簡単な説明】
【００８４】
下記の図面は、以下の説明に記載される原理および例を示すことを目的とする。必ずしも縮尺されているとは限らない。
【図１】本発明の予混合パイロット点火（ＨＣＰＩ）原理を実行可能な、下死点（ＢＤＣ）または下死点の近傍に対向ピストンを有する対向ピストンエンジンの一部概略側断面図である。
【図２】図１のエンジンで使用される主およびパイロット燃料噴射システムの概略図である。
【図３】図１のエンジンで使用されるエンジン制御部のブロック図である。
【図４】図１のエンジンで使用される別の主およびパイロット燃料噴射システムの概略図である。
【図５Ａ】図１のエンジンで使用されるシリンダの概略縦断面図である。
【図５Ｂ】図１のエンジンで使用されるシリンダの概略縦断面図である。
【図５Ｃ】図１のエンジンで使用されるシリンダの概略縦断面図である。
【図５Ｄ】図１のエンジンで使用されるシリンダの概略縦断面図である。
【図６Ａ】燃料噴射箇所とパイロット点火の電気的増加を示す、図１のエンジンで使用されるシリンダの一部の概略縦断面図である。
【図６Ｂ】燃料噴射箇所とパイロット点火の電気的増加を示す、図１のエンジンで使用されるシリンダの一部の概略縦断面図である。
【図６Ｃ】燃料噴射箇所とパイロット点火の電気的増加を示す、図１のエンジンで使用されるシリンダの一部の概略縦断面図である。
【図１】
2008534857.tif 000003
【図２】
2008534857.tif 000004
【図３】
2008534857.tif 000005
【図４】
2008534857.tif 000006
【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
2008534857.tif 000008
【図５Ｃ】
2008534857.tif 000009
【図５Ｄ】
2008534857.tif 000010
【図６Ａ】
2008534857.tif 000011
【図６Ｂ】
2008534857.tif 000012
【図６Ｃ】
2008534857.tif 000013
【国際調査報告】
2008534857.tif 000014
2008534857.tif 000015
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