(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
頂部に、開口端に近付くに従って径が小さくなったリエントラント型のキャビティが形成されたピストンと、
燃料噴射弁と、
上記燃料噴射弁により燃料を上記ピストンの上記キャビティの開口縁を形成するリップ部に向かうように圧縮行程上死点付近で主噴射する主噴射実行手段とを備え、
上記主噴射により、該主噴射燃料の着火遅れ期間に上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成し、上記燃料噴射弁の燃料噴射方向前方での着火によって生ずる燃焼ガスの膨張流により、その着火位置前方の上記燃料蒸気を上記キャビティの周壁面に当てて該キャビティの底の方へ誘導するようにしたディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記燃料噴射弁により、上記主噴射に先立って燃料のパイロット噴射を行なうパイロット噴射実行手段と、
上記主噴射燃料に、上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する着火遅れ期間が得られるように、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制されるようにするパイロット燃焼抑制手段とを備えていることを特徴とするディーゼルエンジンの燃料噴射装置。
【請求項２】
請求項１に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記燃料噴射弁の上記主噴射開始から０．４２ｍｓ経過時点での燃料噴霧の到達距離Ｓｐと、該燃料噴射弁の燃料噴霧のコーン角Θと、上記キャビティの上記リップ部における最小口径Ｄlip とが次式
Ｄlip ＝ｋ×Ｓｐ×sin(Θ／２)
（但し、ｋ＝１．４〜１．８）
を満足する関係になるように設定されていることを特徴とするディーゼルエンジンの燃料噴射装置。
【請求項３】
請求項１又は請求項２に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記パイロット燃焼抑制手段は、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも、上記燃料の主噴射量に対するパイロット噴射量の割合を少なくするものであることを特徴とするディーゼルエンジンの燃料噴射装置。
【請求項４】
請求項１又は請求項２に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記主噴射燃料に、上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する着火遅れ期間が得られるように、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも、上記パイロット噴射開始から上記主噴射開始までの時間が長くなるようにすることを特徴とするディーゼルエンジンの燃料噴射装置。
【請求項５】
請求項４に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
エンジン負荷が高くなるに従って上記時間を増大させる割合を、エンジン負荷が所定値以上のときは所定値未満のときよりも大きくなるようにして、上記時間を長くすることを特徴とするディーゼルエンジンの燃料噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はディーゼルエンジンの燃料噴射装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
直噴式ディーゼルエンジンにおいて、ピストンの頂部にリエントラント型のキャビティを形成したものは一般に知られている。例えば、特開平９−４１９７５号公報には、ピストンのリップ部に向けて噴射された燃料が該リップ部から当該キャビティの底部に向かうときにキャビティ側壁から剥離するように、当該キャビティ形状を定めることにより、燃料噴霧と空気との混合を良くし、スモークの発生を抑えることが記載されている。
【０００３】
また、自動車技術会論文集Vol.31,No.3,July 2000第５１〜５６頁には、ピストンのリエントラント型キャビティの底部中央を隆起させれば、(1)圧縮行程中にリップ部下の側壁に沿って下向きに流れる縦渦が形成されること、(2)燃料を噴射すると、燃料噴霧は上記縦渦に引き込まれリップ部下の側壁に沿って下向きに回転する流れを形成すること、(3)リップ径を大きくすると逆スキッシュ流が弱まってスキッシュエリアへの混合気の流出が抑制されること、(4)上記縦渦はスワールの影響により螺旋渦となること、(5)この螺旋渦により、キャビティ内で混合気形成と燃焼が促進されること、(6)その後、混合気はスキッシュエリアに排出され、燃え残りの煤を酸化することが記載されている。
【０００４】
また、直噴式ディーゼルエンジンにおいて、燃料を圧縮行程上死点付近で燃焼室に噴射する主噴射に先立って少量の燃料を噴射するパイロット噴射を行なうことにより、主噴射の着火遅れ期間を短くして主噴射燃料の予混合燃焼（急激な燃焼）を抑え、エンジンの燃焼騒音やＮＯｘを低減することが知られている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、直噴式ディーゼルエンジンにおいてＮＯｘの生成を抑制することにある。すなわち、ＮＯｘの生成量は、混合気の温度が高くなるほど、また、混合気の燃焼時間が長くなるほど多くなる。つまり、燃焼室にヒートスポット（局所的な高温領域）が長時間存在すると、ＮＯｘが増加する。そこで、本発明は、そのようなヒートスポットの早期拡散を図ることによってＮＯｘの生成量を低減させんとするものである。
【０００６】
本発明者は、このような課題に対して、燃料の主噴射によってピストンのリップ部付近に比較的まとまった燃料蒸気の領域を形成し、この燃料蒸気を燃焼ガスの膨張流によってピストンのキャビティ周壁面に当てキャビテイ底の方へ誘導するようにすれば、キャビテイ内に強い縦渦が生成されてヒートスポットの早期拡散を図ることができることを見出した。
【０００７】
しかし、上記主噴射に先立ってパイロット噴射を実行するようにすると、上述の如くエンジンの燃焼騒音やＮＯｘの低減が図れるものの、上記縦渦が弱くなってしまう。
【０００８】
そこで、本発明は、パイロット噴射による燃焼騒音及びＮＯｘの低減を考慮しながら、上述の燃焼ガスの膨張流による縦渦の生成・強化を図ることができるようにするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明者は、上記燃焼ガスの膨張流による縦渦の生成機構について研究し、この縦渦の生成には主噴射燃料の着火遅れ期間中にピストンのリップ部付近に比較的まとまった燃料蒸気の領域が形成されることが必要であることを見出した。すなわち、そのような燃料蒸気の領域を生ずることによって、燃料噴射方向前方での着火によって生ずる燃焼ガスの膨張流が当該燃料蒸気に作用して縦渦を生ずるというものである。従って、パイロット噴射によって主噴射燃料の着火遅れ期間が短くなると、上記リップ部付近にできる燃料蒸気の領域が小さくなり、しかも、着火位置がリップ部から離れ過ぎて燃焼ガスの膨張流が燃料蒸気に効率良く作用しなくなり、所期の縦渦の生成・強化が図れなくなる。
【００１０】
一方、エンジン燃焼騒音はエンジン低回転ないしは低負荷側で特に問題になり、高回転側、高負荷側では燃焼騒音以外のエンジンの振動・騒音があり、しかも高回転、高負荷になるほど着火遅れ期間が短くなるから、燃焼騒音はそれほど問題にならない。
【００１１】
そこで、本発明は、エンジン負荷が高いときはパイロット噴射燃料の燃焼を抑制し、上記燃焼ガスの膨張流による縦渦の生成・強化を図るようにしたものである。
【００１２】
すなわち、請求項１に係る発明は、頂部に、開口端に近付くに従って径が小さくなったリエントラント型のキャビティが形成されたピストンと、
燃料噴射弁と、
上記燃料噴射弁により燃料を上記ピストンの上記キャビティの開口縁を形成するリップ部に向かうように圧縮行程上死点付近で主噴射する主噴射実行手段とを備え、
上記主噴射により、該主噴射燃料の着火遅れ期間に上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成し、上記燃料噴射弁の燃料噴射方向前方での着火によって生ずる燃焼ガスの膨張流により、その着火位置前方の上記燃料蒸気を上記キャビティの周壁面に当てて該キャビティの底の方へ誘導するようにしたディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記燃料噴射弁により、上記主噴射に先立って燃料のパイロット噴射を行なうパイロット噴射実行手段と、
上記主噴射燃料に、上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する着火遅れ期間が得られるように、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制されるようにするパイロット燃焼抑制手段とを備えていることを特徴とする。
【００１３】
具体的に説明すると、本発明は、燃焼ガスの膨張流を利用して、燃料蒸気をリップ部付近からキャビティの底の方へ誘導することにより、ヒートスポットの分散ないしは移動を図るようにしている。
【００１４】
この点、従来の縦渦燃焼のコンセプトは、圧縮行程で縦渦を形成し、リップ部の下に向かって噴射した燃料噴霧を縦渦に乗せる、というものであるから、燃料噴霧は着火遅れ期間中に縦渦によってキャビテイの底の方へゆっくり分散される。このため、リップ部付近には着火に適した燃料蒸気の淀みができず、当該燃料噴霧の縦渦下流側の淀んだ部位で着火を生じ易くなる。その場合、着火によって生ずる燃焼ガスの膨張流は、燃料蒸気をキャビティ周壁面に強く当ててキャビティ底へ誘導することにはあまり働かず、縦渦の強化にはそれほど寄与しない。一方、圧縮行程で縦渦を生ずるといっても強い縦渦は生じない。
【００１５】
これに対して、本発明は、着火遅れ期間中に燃料噴霧がリップ部に到達して該リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する。燃料噴霧の着火位置（着火点）は、燃料蒸気溜まりの上流側の位置であるため、燃焼は下流側へ指向して広がる。そのため、強い膨張流が生成される。なお、着火点が上流側に位置する理由は、圧縮行程で強力な縦渦が形成されないため、燃料がリップ部近傍では過リッチになり、リップ部からやや離れた所が着火に適した濃度となるためと考えられる。そして、本発明は、リップ部付近の燃料蒸気を着火後の燃焼ガスの膨張流によってキャビティ周壁面（特にリップ部と、該リップ部よりピストン径方向の外側へ凹入した部分との境界付近）に当ててキャビティの底の方へ誘導するものであり、一方向的な強い膨張流を生成したうえに、キャビティ底部に誘導された燃料を追いかけて火炎が伝播していくことで、さらに縦渦が成長していく。つまり、燃料蒸気のキャビティ底への誘導に燃焼ガスの膨張流を積極的に利用している点で従来の考え方とは異なっている。
【００１６】
そうして、上記燃焼ガスの膨張流によって燃料蒸気がキャビティの底の方へ誘導されることに伴って、火炎がキャビテイ底の方へ伝播していくことから、当該膨張流もリップ部からキャビティ底の方へ回り込む。これにより、ヒートスポットがリップ部付近からキャビティ底の方へ一旦広がるが、リップ部付近では燃料蒸気が少なくなっているから、キャビティ底の方にヒートスポットを生ずることに伴って、リップ部付近のヒートスポットは速やかに消滅していく。すなわち、燃料噴射終了までにキャビティ内の最高温度部位がリップ部よりもキャビティの底部側に移行する。このため、ヒートスポットがキャビティ内の一部位で大きくならず、あるいはヒートスポットの消滅が早くなり、ＮＯｘの低減に有利になるものである。
【００１７】
また、パイロット噴射された燃料の燃焼によって燃焼室内の温度及び圧力が上昇するとともに、主噴射燃料の着火を誘発する火炎核（火種）が形成されることにより、続く主噴射燃料の着火性が高まってその着火遅れ期間が短くなる。このため、主噴射燃料の予混合燃焼が抑えられて燃焼騒音が低減するとともに、燃焼初期のＮＯｘの生成が抑制される。
【００１８】
さらに、本発明の場合、エンジン負荷が所定値以上の高負荷時にはパイロット燃焼抑制手段が働いて、エンジン負荷が所定値未満の低負荷時よりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制される。従って、エンジン高負荷時に主噴射燃料の着火遅れ期間が過度に短くなることが避けられ、着火前にリップ部付近に所期の燃料蒸気の領域を形成することができる。これにより、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したヒートスポットの拡大防止、早期消滅が図れ、ＮＯｘの低減に有利になる。そして、高負荷時はエンジンの燃焼騒音はそれほど問題にならないから、パイロット燃焼が抑制されても特に支障はない。
【００１９】
請求項２に係る発明は、請求項１に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記燃料噴射弁の上記主噴射開始から０．４２ｍｓ経過時点での燃料噴霧の到達距離Ｓｐと、該燃料噴射弁の燃料噴霧のコーン角Θと、上記キャビティの上記リップ部における最小口径Ｄlip とが次式
Ｄlip ＝ｋ×Ｓｐ×sin(Θ／２)
（但し、ｋ＝１．４〜１．８）
を満足する関係になるように設定されていることを特徴とする。
【００２０】
すなわち、本発明は、燃料噴射弁からリップ部に向けて燃料を噴射し、燃料の着火遅れ期間に燃料噴霧をリップ部に到達させて該リップ部付近に燃料蒸気が形成されるようにしようとするものである。そのために、燃料噴射開始から、中負荷運転時の代表的な着火遅れ期間である０．４２ｍｓ経過時点での燃料噴霧の到達距離Ｓｐ（ペネトレーション）をキャビティの最小口径Ｄlip の設定に用いている。このＳｐにsin(Θ／２)を乗じているのは、燃料がコーン角Θをもって噴射されることから、燃料噴霧の水平方向での到達距離を求めるためである。
【００２１】
そうして、上記ｋ値を１．４〜１．８としているから、着火遅れ期間に燃料噴霧がリップ部に到達する。キャビティ内は高温になっているため、燃料噴霧と空気との混合と同時に燃料噴霧の蒸発が進行し、リップ部付近に燃料蒸気が形成される。着火は、燃料蒸気と空気とが混合してできた可燃混合気の中で着火条件に達した場所で発生するが、噴霧先端（リップ部の近く）や燃料噴射弁近辺で発生することはなく、通常は燃料噴射弁から噴射方向前方にある程度離れた場所（しかもリップ部からも離れた場所）で発生する。
【００２２】
従って、上記着火によって生じた燃焼ガスの膨張流がその前方（当該噴射方向前方）のリップ部付近に存在する燃料蒸気をキャビティ周壁面に強く押し当てることになる。その結果、リップ部付近の燃料蒸気は当該膨張流によってキャビティの底の方へ誘導される。これにより、先に請求項１の発明の説明で述べたように、ヒートスポットがキャビティ内の特定部位で大きくならず、あるいはヒートスポットの消滅が早くなり、ＮＯｘの低減に有利になるものである。
【００２３】
ここに、上記ｋ値が１．４未満であると、すなわち、キャビティの最小口径Ｄlip が相対的に小さくなり過ぎると、燃料噴射弁から噴射された燃料の液状噴流がリップ部に到達するまでに十分に分裂せず、不完全な噴霧となり、従って、燃料蒸気の形成も不充分となって、上記燃焼ガスの膨張流が有効に働かない。さらには、燃料噴霧のコア（燃料噴射弁から噴射された燃料噴霧の中に存在する液柱部分又は燃料濃度が非常に高い部分）がリップ部に衝突して燃焼を悪化させ（出力低下）、ＮＯ生成量は少なくなっても、煤の生成量が多くなる。
【００２４】
一方、上記ｋ値が１．８を越えると、すなわち、上記Ｄlip が相対的に大きくなり過ぎると、着火点からリップ部までの距離が遠くなるから、着火による燃焼ガスの膨張流がその前方の燃料蒸気に作用しても、リップ部に当てられる前に周囲に分散する燃料蒸気の量が多くなる。つまり、燃料蒸気をキャビティ底の方へ誘導することに当該膨張流が有効に働かず、ＮＯｘ発生量が増える。このような観点から、上記ｋ値としてさらに好ましいのは１．５〜１．７である。
【００２５】
請求項３に係る発明は、請求項１又は請求項２に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記パイロット燃焼抑制手段は、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも、上記燃料の主噴射量に対するパイロット噴射量の割合を少なくするものであることを特徴とする。
【００２６】
従って、エンジン高負荷時にはパイロット噴射されて燃焼する燃料の量が相対的に少なくなるから、燃焼室の温度及び圧力の大きな上昇が抑えられ、また、主噴射燃料の着火のための火炎核も少なくなる。このため、主噴射燃料の着火が誘発され難くなって着火遅れ期間が過度に短くなることが避けられる。よって、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したヒートスポットの拡大防止、早期消滅が図れ、ＮＯｘの低減に有利になる。
【００２７】
請求項４に係る発明は、請求項１又は請求項２に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
上記主噴射燃料に、上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する着火遅れ期間が得られるように、エンジン負荷が所定値以上のときは、所定値未満のときよりも、上記パイロット噴射開始から上記主噴射開始までの時間が長くなるようにすることを特徴とする。
【００２８】
従って、エンジン高負荷時にはパイロット噴射時期が早くなるから、このパイロット噴射された燃料は、燃焼室内を拡散して希薄予混合気を形成し易くなり、つまり、自己着火して燃焼する燃料の量が少なくなる。あるいは、着火燃焼してもその燃焼が早めに終了して主噴射燃料の着火に有効な火種が少なくなる。このため、主噴射燃料の着火が誘発され難くなって着火遅れ期間が過度に短くなることが避けられる。よって、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したヒートスポットの拡大防止、早期消滅が図れ、ＮＯｘの低減に有利になる。
【００２９】
請求項５に係る発明は、請求項４に記載のディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、
エンジン負荷が高くなるに従って上記時間を増大させる割合を、エンジン負荷が所定値以上のときは所定値未満のときよりも大きくなるようにして、上記時間を長くすることを特徴とする。
【００３０】
これにより、エンジン負荷が低負荷から高負荷に移行したときにパイロット噴射の効果が急減すること、つまり、燃焼騒音が急に高くなることを避けながら、エンジン高負荷時に主噴射燃料の着火遅れ期間が過度に短くならないようにして、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したヒートスポットの拡大防止、早期消滅を図ることができ、ＮＯｘの低減に有利になる。
【００３１】
【発明の効果】
以上のように、本発明によれば、主噴射燃料の着火遅れ期間にリップ部付近に燃料蒸気の領域を形成し、着火によって生ずる燃焼ガスの膨張流により、当該燃料蒸気をキャビティの周壁面に当てて該キャビティの底の方へ誘導するようにしたディーゼルエンジンの燃料噴射装置において、上記主噴射に先立って燃料のパイロット噴射を行なうようにするとともに、上記主噴射燃料に、上記リップ部付近に燃料蒸気の領域を形成する着火遅れ期間が得られるように、エンジン負荷が所定値以上のときは所定値未満のときよりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制されるようにしたから、パイロット噴射によって燃焼騒音の低減及びＮＯｘ生成の抑制を図りながら、燃焼ガスの膨張流を利用してヒートスポットの拡大防止、早期消滅を図ることができ、ＮＯｘの低減に有利になる。
【００３２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面に基づいて説明する。
【００３３】
−ディーゼルエンジンの燃焼室構造−
図１に示す直噴式ディーゼルエンジンの燃焼室構造において、１はピストン、２はシリンダブロック、３はシリンダヘッド、４は吸気ポート（ヘリカルポート）、５は排気ポート、６は吸気バルブ、７は排気バルブである。ピストン１の頂部には開口端に近付くに従って径が小さくなったリエントラント型のキャビティ８が形成されている。シリンダヘッド３には燃料噴射弁９が設けられ、その噴射ノズル１０がキャビティ８に燃料を直接噴射すべく若干突出している。シリンダヘッド３はフラット型であり、バルブ６，７は直立型である。
【００３４】
図２に拡大して示すピストン１において、１１はキャビティ８の開口縁を形成するようにピストン頂面部において内方へ突出する環状のリップ部、１２は該リップ部１１に続いてピストン径外方向に凹入した環状凹入部である。また、ピストン１には、キャビティ８の底部中央において該キャビティ８の開口に向かって隆起した凸部１３が形成されている。
【００３５】
−ディーゼルエンジンの設計−
上記ディーゼルエンジンは次のように設計されている。
【００３６】
上記燃料噴射弁９の燃料噴射開始から０．４２ｍｓ経過時点での燃料噴霧の到達距離Ｓｐと、該燃料噴射弁９の燃料噴霧のコーン角Θと、上記キャビティ８の上記リップ部１１における最小口径（以下、リップ径という。）Ｄlip とは、次式を満足する関係にある。
【００３７】
Ｄlip ＝ｋ×Ｓｐ×sin(Θ／２)                ……（１）
但し、ｋ＝１．４〜１．８であり、ｋ＝１．５〜１．７が好ましい。燃料噴射開始から０．４２ｍｓは、エミッション運転モードでの代表的な着火遅れ期間である。
【００３８】
上記コーン角Θ＝１５３〜１５７度であることが好ましい。すなわち、ディーゼルエンジンでは、圧縮行程上死点付近、特に上死点後、数度ＣＡ付近（例えばＡＴＤＣ２゜付近）で燃料噴射が行なわれるのが通常である。その場合、コーン角Θが１５３度未満であれば、燃料噴霧がリップ部に当たらずにキャビティ底の方へ向かい、上述の膨張流を利用したヒートスポットの分散移動ないしは早期消滅が充分に図れない。一方、コーン角Θが１５７度を越える場合は、燃料噴射弁から噴射された燃料噴霧がキャビティの開口周囲のスキッシュエリアに向かうことになり、このスキッシュエリアはシリンダヘッドやシリンダブロックに放熱し易い場所であるから、燃料噴霧の不完全燃焼を生じ易くなって煤の発生量が多くなる。従って、このような観点から、さらに好ましいコーン角Θは１５４〜１５６度である。
【００３９】
上記到達距離Ｓｐは、定容器実験（燃料噴射圧力８０ＭＰａ，雰囲気圧力２．５ＭＰａ，温度２０℃）により求める。定容器実験データがない場合には広安の式から見積もることができる。広安の式は、到達距離Ｓｐ（噴霧ペネトレーション）と燃料噴射弁９のノズル径とを関係付ける実験式であり、それは次の通りである。
【００４０】
Ｓｐ＝Spb＋2.95×(ΔP×10６/ρf)０．２５×(Dn×(t-tb))０．５
Spb＝0.39×(2×ΔP×10６/ρf)０．５×tb
tb＝28.65×(ρf×Dn×10−３)/(ρA×ΔP×106)０．５/10−３
但し、ΔP：容器圧力と噴射圧力との差圧(ＭＰａ)、ρf：軽油密度(kg/ｍ３)、Dn：ノズル径(mm)、t：噴射開始後の時間（０．４２ｍｓ）、ρA：容器空気密度である。
【００４１】
シリンダボア径Ｂは次式を満足する関係にある。
【００４２】
Ｂ＝Ｋ×Ｄlip                                ……（２）
但し、Ｋ＝１．８〜２．５であることが好ましい。
【００４３】
すなわち、キャビティの最小口径Ｄlip がボア径Ｂに対して小さすぎると最高出力の低下を招き、逆に大きすぎると圧縮行程で得られる正スキッシュ流が弱くなるから、燃料噴霧がスキッシュエリアに向かい易くなり、煤を生成量が増えてしまう。かかる観点から、上記Ｋ値を１．８〜２．５としているものであり、さらに好ましいＫ値は２．０〜２．３である。
【００４４】
例えば、到達距離Ｓｐ＝２７ｍｍ、コーン角Θ＝１５４度の場合、リップ径Ｄlip ＝３８．９４〜４４．２０ｍｍとし、ボア径Ｂ＝７７．８７〜１００．３３ｍｍとすることになる。凸部１３の高さはリップ径Ｄlip の０．２〜０．２５倍程度とすればよい。
【００４５】
上記燃料噴霧の噴霧角θはθ＝１５〜２４度であることが好ましい。すなわち、噴霧角θが大きくなるほど、燃料噴霧の分散性が高くなるが、燃料蒸気もリップ部付近からその周囲に広がるため、それだけ燃焼ガスの膨張流によってリップ部に当てられる燃料蒸気量が少なくなり、この膨張流を利用したヒートスポットの分散移動ないしは早期消滅に不利になる。一方、噴霧角θが小さくなり過ぎると、それだけ燃料噴霧のコアが長くなり、これがリップ部に衝突して燃焼を悪化させるから（出力低下）、ＮＯｘ発生量は少なくなっても、煤の発生量が多くなる。このため、当該噴霧角θは１５〜２４度が好ましいものであり、さらに好ましいのは１８〜２３度である。
【００４６】
上記燃料噴射弁９の燃料噴射圧ＰはＰ＝５０ＭＰａ以上であることが好ましい。すなわち、上述の如く燃料噴射弁から噴射された燃料噴霧を着火遅れ期間にリップ部に到達させて該リップ部付近に燃料蒸気が形成されるようにするには、燃料噴射圧を５０ＭＰａ以上とすることが好ましい。さらに好ましい噴射圧は８０ＭＰａ以上である。噴射圧の上限は例えば１５０ＭＰａ、さらには２００ＭＰａとすることができる。
【００４７】
燃料噴射弁９より噴射された燃料噴霧が上記ピストンのキャビティのリップ部に最初に到達した時点の、該リップ部おける燃料噴霧の運動量に対するスワールの運動量の比は０．９〜１．５であることが好ましい。この運動量比は次式によって求めることができる。
【００４８】
運動量比＝((ρa/ρao)×Va)/((ρs/ρso)×Vs)    ……（３）
但し、ρa：充填空気密度、ρao：標準状態での空気密度、Va：圧縮行程上死点でのリップ部１１の部位のスワール速度、ρs：定容器実験での燃料噴霧の密度、ρso：標準状態での燃料噴霧の密度、Vs：定容器実験でのリップ部到達時の噴霧速度である。標準状態は２０℃、１気圧（0.1013ＭＰａ)である。
【００４９】
ここに、ρa/ρao＝(Ｐin/101.3)/(Ｔin/293.3)、
Va＝ρa×ＳＲi×(Ｄlip/Ｂ/2))２×(Ｎ×２π/60)×Ｄlip、
である。ρs/ρso＝１とすることができる。
【００５０】
但し、Ｐin：吸気マニホールド内圧力(ｋＰａ)、Ｔin：吸気マニホールド内温度、ＳＲi：リグテストでのスワール比、Ｎ：エンジン回転数(ｒｐｍ)である。
【００５１】
すなわち、吸入行程でボア内に生じたスワールは、燃焼行程（膨張行程）において、燃料噴霧ないしは燃料蒸気と空気との混合を促進して煤の生成量の低減に寄与する。しかし、スワールが強すぎると、燃料噴霧のペネトレーションが小さくなって、上述の燃焼ガスの膨張流による縦渦を利用した煤の再燃焼には不利になる。そこで、上記縦渦の生成に悪影響を与えない範囲でスワールを煤の生成量低減に有効に利用すべく、上記運動量比を０．９〜１．５としたものである。この運動量比は１．１〜１．３であることがさらに好ましい。
【００５２】
−燃焼コンセプト−
図２（Ａ）〜（Ｃ）は本発明の燃焼コンセプトを示す。
【００５３】
同図（Ａ）に着火遅れ期間の状態を示すように、キャビティ８に縦渦（キャビティ８のリップ部１１から凹入部１２、最深部、凸部１３を経て再びリップ部１３に至る流れ）が実質的に生じていないときに、燃料噴射弁９から燃料をピストン１のリップ部１１に向かうように噴射する。この燃料の着火遅れ期間に燃料噴霧１５をリップ部１１に到達させて該リップ部１１付近に燃料蒸気１６の領域を形成し、燃料噴射方向前方で燃料蒸気１６を着火させる。着火点を同図（Ａ）に★印で示す。
【００５４】
この場合、噴霧ペネトレーションを大きくすることにより、リップ部１１付近に燃料蒸気１６の領域を形成することができる。このことは、次に述べる膨張流によって燃料蒸気１６を凹入部１２の方へ多量に誘導する上で有利になる。また、コーン角Θを大きくする（Θ＝１５３〜１５７度とする）方がリップ部１１の付近に燃料蒸気１６の領域を形成する上で有利になる。
【００５５】
同図（Ｂ）に燃焼初期状態を示すように、上記着火による燃焼ガス１７の膨張流により、その着火位置前方の燃料蒸気１６をリップ部１１に当てる。これにより、当該燃料蒸気１６をリップ部１１から凹入部１２へ、さらにはキャビティ８の底の方へ誘導し、縦渦を生成する。
【００５６】
この場合、上記噴霧ペネトレーションを大きくすると、噴射方向前方への膨張流が大きくなり、縦渦の促進に有利になる。また、リップ径Ｄlip は小さい方が膨張流をキャビティ周壁面に強く当てて燃料蒸気をキャビティ底の方へ誘導する上で有利になる。但し、リップ径Ｄlip が小さくなりすぎると、エンジンの最高出力が低くなるため、リップ径Ｄlip はボア径Ｂの１／２よりも大きい方が好ましい。
【００５７】
同図（Ｃ）に燃焼後期の状態を示すように、キャビティ中央部の凸部１３により、キャビティ底の最も深い部位からの燃焼ガス１７の当該凸部１３の立ち上がり面に沿った巻き上げを促進する。
【００５８】
以上により、燃料噴射終了までにキャビティ８内の最高温度部位をリップ部１１よりもキャビティ８の底部側に移行させるものである。従って、ヒートスポットがキャビティ内の特定部位で大きくならず、また、ヒートスポットの消滅が早くなり、ＮＯｘの低減が図れる。また、燃焼後期の上記巻き上げによって燃焼ガス１７とキャビティ中央部上方に残存する酸素との混合が進み、さらには燃焼ガス１７がスキッシュエリアに流れるため、空気利用率が高まって、当該燃焼ガス１７中の煤の再燃焼が促進され、煤排出量が低減する。
【００５９】
−燃焼のシミュレーション−
次に燃焼のシミュレーション結果について説明する。すなわち、ピストン１、シリンダブロック２及びシリンダヘッド３によって形成されるに示す燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を、図３に示すようにボア１８の中心を通って略燃料噴射方向に延びる断面で求めた。同図において、Ｓはスワールである。
【００６０】
計算条件は、エンジン回転数：２０００ｒｐｍ、平均有効圧力：０．５７ＭＰａ、燃料噴射弁９：噴射弁(1)；噴口径０．１５ｍｍ×６個，噴射弁(2)；噴口径０．１７ｍｍ×６個、噴射圧力：８０ＭＰａ、噴射タイミング：ＡＴＤＣ２゜、ＥＧＲなし、である。噴射弁(1)は噴霧角θ＝２２度、噴射弁(2)は噴霧角θ＝３０度であり、コーン角Θはいずれも１５４度である。
【００６１】
図４〜図１０に数値計算の結果を示す。各図においては、その上側に噴射弁(1)の結果を、下側に噴射弁(2)の結果を示している。各図の断面燃料分布では、燃料蒸気の領域を２点鎖線で囲んで表している。各図の断面温度分布では、等温度線で温度分布を表しており、内側にいくほど温度が高くなっている。
【００６２】
図４に示すＡＴＤＣ６゜では、噴射角２２度と噴射角３０度とは、その噴射角の相違に対応して前者の方が燃料噴霧の分散度が低くなっている点で異なっている。一方、速度分布についてはこの両者に差異は見られず、いずれも縦渦はほとんど見られない。
【００６３】
図５に示すＡＴＤＣ８゜になると、噴霧角２２度及び３０度のいずれにおいても、燃料噴霧がリップ部１１に当たり、このリップ部１１の付近に燃料蒸気の領域が形成されている。次いで着火により、燃焼ガスの膨張流が発生し、その前方の燃料蒸気がキャビテイ周壁面、特にリップ部１１と凹入部１２との境界部に吹き飛ばされている。
【００６４】
噴霧角２２度と３０度とを比較すると、燃料蒸気は前者の方が後者よりも凹入部１２の方へよく広がっている。これは、断面速度分布から明らかなように、前者の方が後者よりも上記境界部ないしは凹入部１２に向かった強い膨張流が発生しているためである。両者とも着火点の温度が高くなっている。
【００６５】
図６に示すＡＴＤＣ１０゜になると、噴霧角２２度では、上記膨張流が強いことから、燃料蒸気の一部がリップ部１１からキャビティ周壁面に沿って凹入部１２の方へ吹き飛ばされているが、噴霧角３０度では凹入部１２に吹き飛ばされた燃料蒸気が噴霧角２２度の場合よりも少ない。
【００６６】
このため、前者（噴霧角２２度）では、凹入部１２に吹き飛ばされた燃料蒸気によって火炎がリップ部１１から凹入部１２に向かって大きく成長し、断面速度分布に表れているように燃焼ガスの膨張流が凹入部１２からさらにキャビティ底の最も深い部位に回り込んでいる。そして、断面温度分布でも所定温度以上のヒートスポットＨがキャビティ底の最も深い部位に向かって延びている。これに対して、後者（噴霧角３０度）では前者よりも燃焼ガスの膨張流の回り込みが弱く、従って、ヒートスポットＨのキャビティ底へ向かった延びも少ない。
【００６７】
図７に示すＡＴＤＣ１２゜になると、噴霧角２２度では、燃料蒸気がさらにキャビティ底の最も深い部位まで大きく広がり、燃焼ガスの膨張流の回り込みもさらに強くなって縦渦の成長が見られる。そうして、リップ部１１付近のヒートスポットＨが小さくなって、キャビティ底に別のヒートスポットＨが表れている。これに対して、噴霧角３０度では、噴霧角２２度に比べて、燃料蒸気のキャビティ底への広がりが少なく、燃焼ガスの膨張流の回り込みも少ない。また、リップ部１１付近のヒートスポットＨも未だ小さくなっていない。
【００６８】
図８に示すＡＴＤＣ１４°になると、噴霧角２２度では、燃料蒸気の大部分がキャビティ底の最も深い部位に移動し、そこから、凸部に沿ってキャビティ８の開口部中央側へ向かった燃焼ガスの膨張流が大きくなって縦渦の成長が見られる。そして、リップ部１１付近のヒートスポットＨが殆ど消滅している。すなわち、キャビティ８内の最高温度部位がリップ部１１よりもキャビティ８の底部側に完全に移行している。これに対して、噴霧角３０度では、噴霧角２２度に比べて、燃料蒸気のキャビティ底への広がりが少なく、燃焼ガスの膨張流の回り込みも少ない。また、キャビティ８の底にヒートスポットＨが表れているが、リップ部１１付近のヒートスポットＨは未だ消滅していない。
【００６９】
図９に示すＡＴＤＣ１６°になると、燃料噴射は終了し、噴霧角２２度では、燃料蒸気の位置が凸部１３の方へ移動し且つ燃料蒸気の量も少なくなっている。また、この燃料蒸気の移動に伴って、燃焼ガスの膨張流が凸部１３の周壁面に沿って巻き上がり、さらに、ヒートスポットＨが凸部１３寄りに移動している。これに対して、噴霧角３０度では、噴霧角２２度に比べて、燃料蒸気の凸部１３へ向かった移動が少なく、燃焼ガスの膨張流の巻き上げも少ない。また、リップ部１１付近のヒートスポットＨは未だ消滅していない。
【００７０】
図１０に示すＡＴＤＣ１８°になると、噴霧角２２度では、燃料蒸気は僅かな量になり、縦渦も弱くなっているが、キャビティ８の底からキャビティ８の開口へ、さらにはスキッシュエリアへ向かった流れが存在する。キャビティ８の底のヒートスポットＨは殆ど消滅している。これに対して、噴霧角３０度では、キャビティ８の底に燃料蒸気が比較的多く残り、また、リップ部１１付近及びキャビティ８の底のヒートスポットＨは未だ消滅していない。
【００７１】
以上のように、噴霧角２２度では、噴霧角３０度に比べて、燃焼初期の燃焼ガスの膨張流が大きく、リップ部１１付近の燃料蒸気がキャビティ周壁面に強く押し当てられて凹入部１２へと運ばれている。このため、燃焼ガスの膨張流がリップ部１１から凹入部１２を経てキャビティ底へと成長し、キャビティ底付近にヒートスポットＨが表れるとともに、リップ部１１付近のヒートスポットＨが比較的早く消滅している。また、上記膨張流による縦渦の促進によって、キャビティ底付近のヒートスポットＨも比較的早く消滅している。これから、噴霧角２２度では噴霧角３０度の場合よりも、ＮＯの生成量が少なくなることがわかる。
【００７２】
また、噴霧角２２度では、上述の強い縦渦によって燃焼ガスが凸部１３に沿って巻き上げられ、キャビテイ８の中央部の空気との接触が促進され、さらにはスキッシュエリアの空気との接触が促進されている。これから、燃焼ガス中の煤の再燃焼が進むため、煤排出量が少なくなることがわかる。
【００７３】
−ノズルの噴口径と、噴射角θ及びペネトレーションとの関係−
ノズルの噴口径が０．１５ｍｍの燃料噴射弁(1)と該噴口径が０．１７ｍｍの燃料噴射弁(2)とについて、定容器実験（噴射圧力７０ＭＰａ，雰囲気圧力２．５ＭＰａ，雰囲気温度２９３Ｋ）により、噴霧角θと、噴霧到達距離（ペネトレーション）Ｓｐとを調べた。噴霧角θについての結果を図１１に、噴霧到達距離Ｓｐについての結果を図１２に示す。なお、図１１，１２，１５では、噴射弁(1)の「(1)」及び噴射弁(2)の「(2)」を丸数字で表記している。
【００７４】
図１１に示すように、噴霧角θは時間の経過によって殆ど変化せず、噴口径０．１５ｍｍの噴射弁(1)では噴霧角θは約２２度であり、噴口径０．１７ｍｍの噴射弁(2)では噴霧角θは約３０度である。図１２に示すように、着火遅れ期間０．４２ｍｓでの噴霧到達距離Ｓｐは、噴口径０．１５ｍｍの噴射弁(1)では２７ｍｍとなり、噴口径０．１７ｍｍの噴射弁(2)では２１ｍｍとなった。
【００７５】
−ｋ値について−
次にｋ値がＮＯ生成量に与える影響を説明する。
【００７６】
すなわち、（１）式から明らかなように、ｋ値の大小はリップ径Ｄlip の大小として反映され、到達距離Ｓｐ一定とすると、縦渦の強さに影響を与える。そこで、ｋ値を変化させたときのＮＯ生成量を調べた。その結果は図１３に示されている。
【００７７】
同図において、ｋ＝１．９のデータは、リエントラント率Ｒ＝１で且つキャビティ中央の凸部１３がないＰＡＮ（平鍋）型のものである。なお、リエントラント率Ｒはキャビティ８の最大内径をＤmax とするときの、Ｄlip／Ｄmax値である。ｋ＝１．７３のデータは、リエントラント率Ｒ＝１．７３／１．９でキャビティ中央に凸部１３を有するリエントラント型のものである。ｋ＝１．６５及びｋ＝１．５４の各データは、凹入部１２のリップ部１１からの凹入量Ｒｅ（図２（Ｂ）参照）をｋ＝１．７３のものと同じにしたリエントラント型のものである。
【００７８】
同図によれば、ｋ値が小さくなるに従ってＮＯ生成量が減少している。これは、リップ径が小さくなることによって燃焼初期の燃焼ガスの膨張流がキャビティ周壁面に強く作用し、縦渦が促進されること、さらに、凹入部１２と凸部１３との距離が近くなり、縦渦を生じ易くなることによる。但し、ｋ値が小さくなりすぎると、燃料噴霧のコアがリップ部１１に衝突して燃焼を悪化させ（出力低下）、ＮＯの生成量は少なくなっても、煤の生成量が多くなる。従って、出力低下や煤の生成を抑えながらＮＯの生成量を低減させるには、ｋ値を１．４〜１．８に、さらには１．５〜１．７にすることが好ましい。
【００７９】
−スワール／燃料噴霧の運動量比が煤排出量に及ぼす影響−
キャビティ８のリップ部１１おける燃料噴霧の運動量に対するスワールの運動量の比を種々に変えて、煤の排出量を調べた。測定は、コーン角１５４度、リップ径４３．４ｍｍ、ボア径８６ｍｍ、ノズル噴口径０．１５ｍｍ（噴射弁(1)：噴霧角２２度）として、エンジン回転数１５００ｒｐｍで平均有効圧力０．３ＭＰａ、エンジン回転数２０００ｒｐｍで平均有効圧力０．５７ＭＰａ、並びにエンジン回転数２５００ｒｐｍで平均有効圧力０．９ＭＰａの各々について行なった。結果を図１４に示す。
【００８０】
同図によれば、多少のバラツキはあるが、同図に傾向を示す線を付記するように、運動量比約１．２を中央点として、運動量比が小さくなる場合及び大きくなる場合のいずれも、煤排出量が増大していっている。運動量比が小さくなるに従って煤排出量が増大しているのは、スワールによる燃料と空気との混合が充分に図れず、煤の生成量が増大するためである。運動量比が大きくなるに従って煤排出量が増大しているのは、スワールによって上述の縦渦を生じ難くなり、燃焼ガス中の煤の再燃焼（酸化）が進まなくなるためである。
【００８１】
従って、同図から、当該運動量比は、１．２を中心とする所定範囲にすれば、煤の生成をスワールによって抑えながら、縦渦によって煤の再燃焼を促進することができることがわかり、例えば０．９〜１．５程度にすることが好ましく、１．１〜１．３程度にすることがさらに好ましい、ということができる。
【００８２】
−噴霧角θ及びＥＧＲ率がＮＯｘ排出量及び煤排出量に及ぼす影響−
コーン角１５４度、リップ径４３．４ｍｍ、ボア径８６ｍｍ、エンジン回転数２０００ｒｐｍ、平均有効圧力０．５７ＭＰａにおいて、噴射弁(1)（噴口径０．１５ｍｍ，噴霧角２２度）と噴射弁(2)（噴口径０．１７ｍｍ，噴霧角３０度）とについて、各々ＥＧＲ率（エンジンの排気系から吸気系に還流される排気量（ＥＧＲ量）の全吸気量に対する割合）を変えて、ＮＯｘ排出量及び煤排出量を測定した。結果を図１５に示す。
【００８３】
同図によれば、噴口径０．１５ｍｍ，噴霧角２２度の噴射弁(1)を用いると、噴口径０．１７ｍｍ，噴霧角３０度の噴射弁(2)を用いる場合よりも、ＮＯｘ排出量及び煤排出量のいずれも少なくなること、但し、ＥＧＲ率が大きくなると、噴霧角θを小さくすることによるＮＯｘ低減効果があまり得られないことがわかる。
【００８４】
−パイロット噴射がＮＯｘ排出量に及ぼす影響−
コーン角１５４度、リップ径４３．４ｍｍ、ボア径８６ｍｍ、エンジン回転数２５００ｒｐｍ、平均有効圧力０．９ＭＰａとし、ＥＧＲを行なうという運転条件で、パイロット噴射の有無によってＮＯｘ排出量がどのように影響されるかを実機ベンチテストで調べた。その結果、パイロット噴射有りでは、パイロット噴射無しに比べて上述の燃焼ガスの膨張流を利用したＮＯｘ排出量の低減効果が半減することがわかった。
【００８５】
この点を検討すると、パイロット噴射無しでは主噴射燃料の着火遅れ期間がクランク角で７度であったが、パイロット噴射有りでは当該着火遅れ期間が４度であった。従って、パイロット噴射有りでは、パイロット噴射無しに比べて、主噴射燃料の着火遅れ期間が短くなったことによって、着火までにリップ部１１付近にできる燃料蒸気の領域が小さくなり、しかも、早期着火によってその着火位置がリップ部１１から遠くなっているということができる。このため、パイロット噴射有りでは、燃焼ガスの膨張流が燃料蒸気に効率良く作用せず、縦渦の生成・強化が不充分になり、ＮＯｘ排出量の低減効果がパイロット噴射無しに比べて半減しているものである。
【００８６】
−パイロット噴射時の縦渦効果目減り対策−
パイロット噴射時のＮＯｘ排出量の低減効果が半減するという問題には、パイロット噴射のコントロールによって対策することができる。すなわち、それは、燃料噴射弁９により燃料をピストン１のキャビティ開口縁を形成するリップ部１１に向かうように圧縮行程上死点付近で主噴射する主噴射実行手段と、燃料噴射弁９により上記主噴射に先立って燃料のパイロット噴射を行なうパイロット噴射実行手段と、エンジン負荷が所定値以上のときは所定値未満のときよりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制されるようにするパイロット燃焼抑制手段とを設ける、というものである。
【００８７】
図１６は燃料噴射制御のフローを示す。スタート後のステップＳ１で燃料噴射制御に必要なエンジン回転数、アクセル開度等のデータを入力する。続くステップＳ２では、エンジン回転数、アクセル開度等に基づいて、燃料噴射量マップから基本燃料噴射量Ｑｂを演算して設定するとともに、基本噴射時期マップから基本噴射時期（主噴射開始時期）Ｉｂを演算して設定する。燃料噴射量マップは、アクセル開度が大きくなるほど、また、エンジン回転数が高くなるほど基本噴射量Ｑｂが多くなるように作成されている。噴射時期マップは、エンジン水温及びエンジン回転数に対応する最適な噴射時期を定めたものであり、例えば、エンジン水温やエンジン回転数が異なれば着火遅れ期間が異なるので、このことに対応して基本的な噴射時期Ｉｂが設定されている。
【００８８】
続くステップＳ３では、エンジン回転数及びアクセル開度に基づいてパイロット噴射割合に関するマップから主噴射量Ｑｍ及びパイロット噴射量Ｑｐを演算して設定するとともに、パイロット噴射時期に関するマップからパイロット噴射開始時期Ｉｐを演算して設定する。
【００８９】
パイロット噴射割合に関するマップは、エンジン回転数及びアクセル開度に対応する最適なパイロット噴射量Ｑｐの割合（Ｑｐ／Ｑｂ）を定めたものである。この割合は、エンジン負荷が所定値以上の高負荷領域では、エンジン負荷が所定値未満の低負荷領域よりも、小さくなるように設定されている。
【００９０】
すなわち、図１７にエンジン低回転域での基本噴射量Ｑｂ及びパイロット噴射量Ｑｐを示すように、基本噴射量Ｑｂはエンジン負荷が増大することに伴って増大するが、パイロット噴射量Ｑｐは、低負荷領域ではエンジン負荷が大きくなると少し多くなるものの、エンジン負荷が所定値以上の高負荷になると、実線で示すように漸減している。この高負荷領域ではパイロット噴射量Ｑｐを鎖線で示すように低負荷領域のときよりも全体的に少なくなるようにしてもよい。エンジン中回転域ないしは高回転域では、低回転域よりもパイロット噴射量Ｑｐが少なくなるようにすることができる。
【００９１】
パイロット噴射時期に関するマップは、エンジン回転数及びアクセル開度に対応させて、パイロット噴射時期Ｉｐから主噴射時期Ｑｂまでの最適な時間ｔを定めたものである。図１８に示すように、エンジン回転数一定では、エンジン負荷が所定値未満の低負荷領域ではエンジン負荷の増大に伴って時間ｔが少しずつ増大しているが、エンジン高負荷領域では、実線で示すようにエンジン負荷の増大に伴う時間ｔの増大割合が低負荷領域での当該増大割合よりも大きくなるように定められている。
【００９２】
なお、上記エンジン低負荷領域では、エンジン負荷の増大に拘わらず上記時間ｔが略一定となるようにしてもよい。また、図１８に鎖線で示すように、エンジン高負荷領域では低負荷領域よりも上記時間ｔを全体的に所定量長くしてもよい。また、図１９に示すように、エンジン負荷一定では、エンジン回転数の増大に伴って上記時間ｔが長くなるようにする。
【００９３】
そうして、ステップＳ４において、クランク角信号に基づいて、パイロット噴射時期Ｉｐに至ったときに噴射量Ｑｐでのパイロット噴射を実行し、主噴射時期に至ったときに噴射量Ｑｍでの主噴射を実行する。
【００９４】
以上の構成においては、パイロット噴射量Ｑｐの割合（Ｑｐ／Ｑｂ）を、エンジン高負荷領域では低負荷領域よりも小さくなるように設定した点がパイロット燃焼抑制手段を構成している。
【００９５】
従って、パイロット噴射が行なわれると、その噴射燃料の燃焼によって燃焼室内の温度及び圧力が上昇するとともに、火種が形成されることにより、続く主噴射燃料の着火性が高まってその着火遅れ期間が短くなる。このため、主噴射燃料の予混合燃焼が抑えられて燃焼騒音が低減するとともに、燃焼初期のＮＯｘの生成が抑制される。
【００９６】
しかし、エンジン負荷が所定値以上の高負荷領域ではパイロット燃焼抑制手段が働いて、低負荷領域よりも上記パイロット噴射による燃焼が抑制される。すなわち、エンジン高負荷領域では、パイロット噴射量の割合（Ｑｐ／Ｑｂ）が低負荷領域よりも小さくなるから、パイロット噴射されて燃焼する燃料の量が少なくなり、燃焼室の温度及び圧力の大きな上昇が抑えられ、主噴射燃料の着火のための火炎核も少なくなる。
【００９７】
このため、主噴射燃料の着火が誘発され難くなって主噴射燃料の着火遅れ期間が過度に短くなることが避けられ、着火前にリップ部付近に所期の燃料蒸気の領域を形成することができる。これにより、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したヒートスポットの拡大防止、早期消滅が図れ、ＮＯｘの低減に有利になる。
【００９８】
また、エンジン高負荷領域において、低負荷領域よりも、パイロット噴射開始から主噴射開始までの時間ｔが長くなるようにした場合も、それによってパイロット噴射時期が早くなるから、このパイロット噴射された燃料は、燃焼室内を拡散して希薄予混合気を形成し易くなる。つまり、自己着火して燃焼する燃料の量が少なくなる。あるいは、着火燃焼してもその燃焼が早めに終了して主噴射燃料の着火に有効な火種が少なくなる。このため、主噴射燃料の着火が誘発され難くなって主噴射燃料の着火遅れ期間が過度に短くなることが避けられ、上述の燃焼ガスの膨張流を利用したＮＯｘの低減に有利になる。
【００９９】
しかも、エンジン低負荷領域と高負荷領域との境界でパイロット噴射量Ｑｐやパイロット噴射時期Ｉｐが急変しないにした場合には（図１７及び図１８に実線で示す特性）、エンジン負荷が低負荷領域から高負荷領域に移行しても、パイロット噴射の効果が急減すること、つまり、燃焼騒音が急に高くなることがなく、乗員に違和感を与えない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の実施形態に係るディーゼルエンジンの構造を示す断面図。
【図２】  本発明の燃焼コンセプトを示す説明図（断面図）。
【図３】  図４〜図１０の断面位置を表示した燃焼室の平面図。
【図４】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ６゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図５】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ８゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図６】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ１０゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図７】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ１２゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図８】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ１４゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図９】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ１６゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図１０】  噴霧角２２度と３０度とについてシミュレーションで求めたＡＴＤＣ１８゜での燃焼室の断面燃料分布、断面速度ベクトル及び断面温度分布を示す図。
【図１１】  ノズルの噴口径と噴霧角θとの関係を示すグラフ図。
【図１２】  ノズルの噴口径と噴霧到達距離（ペネトレーション）Ｓｐとの関係を示すグラフ図。
【図１３】  ｋ値とＮＯ生成量との関係を示すグラフ図。
【図１４】  燃料噴霧の運動量に対するスワールの運動量の比を種々に変えたときの煤の排出量を示すグラフ図。
【図１５】  噴霧角θ及びＥＧＲ率とＮＯｘ排出量及び煤排出量との関係を示すグラフ図。
【図１６】  燃料噴射制御のフロー図。
【図１７】  エンジン負荷と、基本噴射量Ｑｂ、パイロット噴射量Ｑｐとの関係を示すグラフ図。
【図１８】  エンジン負荷と、主噴射時期、パイロット噴射時期との関係を示すグラフ図。
【図１９】  エンジン回転数と、主噴射時期、パイロット噴射時期との関係を示すグラフ図。
【符号の説明】
１  ピストン
２  シリンダブロック
３  シリンダヘッド
４  吸気ポート（ヘリカルポート）
５  排気ポート
８  キャビティ
９  燃料噴射弁
１０  噴射ノズル
１１  リップ部
１２  凹入部
１３  凸部
１５  燃料噴霧
１６  燃料蒸気
１７  燃焼ガス
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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