(57)【要約】    【課題】  パイロット噴射の回数及び１回の噴射における燃料噴射量を適切に設定することにより、潤滑油希釈化及び燃焼騒音の増大を抑制しつつ、主噴射で噴射された燃料を確実に着火させることができる内燃機関の燃料噴射制御装置を提供する。    【解決手段】  主噴射時期θｍａｉｎにおける推定燃焼室温度ＴＣＭＥが算出され、主噴射において噴射された燃料が自着火可能な目標温度ＴＣＭＴＧＴと、推定燃焼室温度ＴＣＭＤとの温度差ＤＴＣＭに応じて、必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌが算出され、必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌが上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘを超えるときに、複数のパイロット噴射が実行される。上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘは、パイロット噴射において噴射された燃料が燃焼することによる熱発生率ＨＲＲが許容閾値ＨＲＲＭＡＸ以下となるように設定される。【選択図】  図２
2012013010.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内燃機関の燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段であって、主噴射及び該主噴射に先行するパイロット噴射とを実行可能な燃料噴射手段を備える内燃機関の燃料噴射制御装置において、
前記主噴射を実行する主噴射時期における燃焼室内温度の推定値である推定燃焼室温度を算出する推定燃焼室温度算出手段と、
前記主噴射において噴射された燃料が自着火可能な目標温度と、前記推定燃焼室温度との温度差に応じて、前記燃焼室内温度を前記目標温度まで高めるために必要とされる必要熱発生量を算出する必要熱発生量算出手段と、
前記必要熱発生量が所定上限量を超えるときに、複数のパイロット噴射を実行するパイロット噴射実行手段と、
前記複数のパイロット噴射のうちの１回のパイロット噴射による熱発生量である分割熱発生量を、前記所定上限量以下であって、かつ前記分割熱発生量の合計が前記必要熱発生量と等しくなるように設定する分割熱発生量設定手段と、
前記分割熱発生量に応じて前記複数のパイロット噴射における燃料噴射量であるパイロット噴射量を算出するパイロット噴射量算出手段とを備え、
前記所定上限量は、前記パイロット噴射において噴射された燃料が燃焼することによる熱発生率を示す熱発生率パラメータが許容閾値以下となるように設定されることを特徴とする内燃機関の燃料噴射制御装置。
【請求項２】
前記機関の運転状態に応じて基本パイロット噴射時期を算出する基本パイロット噴射時期算出手段と、
前記主噴射時期、前記基本パイロット噴射時期、及び前記燃料噴射手段により実行可能な燃料噴射間隔の最小値に応じて前記複数のパイロット噴射の実行時期を設定するパイロット噴射時期設定手段とを備えることを特徴とする請求項１に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
【請求項３】
前記燃焼室内の圧力である筒内圧を検出する筒内圧検出手段と、
検出筒内圧に応じて前記パイロット噴射を実行したときの実熱発生量を算出する実熱発生量算出手段と、
前記分割熱発生量及び実熱発生量に応じて噴射量補正値を算出する補正値算出手段とを備え、
前記パイロット噴射量算出手段は、前記分割熱発生量及び噴射量補正値を用いて前記パイロット噴射量を算出することを特徴とする請求項１または２に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、内燃機関の燃料噴射制御装置に関し、特に主燃料噴射に先行するパイロット燃料噴射を実行可能な燃料噴射制御装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１には、主燃料噴射に先行するパイロット燃料噴射を実行可能な燃料噴射制御装置が示されており、この装置によれば、燃焼室内の圧縮ガス温度と燃料の自着火温度との差に応じて総パイロット噴射量が算出され、１回のパイロット噴射における燃料噴射量を、インジェクタの最小限界噴射量に設定して複数回のパイロット噴射が実行される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００９−１６７８２１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
特許文献１に示された手法では、パイロット噴射された燃料が燃焼室壁面へ付着することを防止することを主目的として１回のパイロット噴射における燃料噴射量が、インジェクタの最小限界噴射量に設定される。しかしながら、圧縮ガス温度と燃料の自着火温度との差が大きいときには、パイロット噴射の回数が増加し、各パイロット噴射の実行間隔を確保するためにパイロット噴射を圧縮行程の早い時期から開始する必要がある。そのため、潤滑油の希釈化を招き易いという課題がある。
【０００５】
本発明はこの点を考慮してなされたものであり、パイロット噴射の回数及び１回の噴射における燃料噴射量を適切に設定することにより、潤滑油希釈化及び燃焼騒音の増大を抑制しつつ、主噴射で噴射された燃料を確実に着火させることができる内燃機関の燃料噴射制御装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するため請求項１に記載の発明は、内燃機関（１）の燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段（９）であって、主噴射及び該主噴射に先行するパイロット噴射とを実行可能な燃料噴射手段を備える内燃機関の燃料噴射制御装置において、前記主噴射を実行する主噴射時期（θｍａｉｎ）における燃焼室内温度の推定値である推定燃焼室温度（ＴＣＭＥ）を算出する推定燃焼室温度算出手段と、前記主噴射において噴射された燃料が自着火可能な目標温度（ＴＣＭＴＧＴ）と、前記推定燃焼室温度（ＴＣＭＥ）との温度差（ＤＴＣＭ）に応じて、前記燃焼室内温度を前記目標温度（ＴＣＭＴＧＴ）まで高めるために必要とされる必要熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ）を算出する必要熱発生量算出手段と、前記必要熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ）が所定上限量（Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ）を超えるときに、複数のパイロット噴射を実行するパイロット噴射実行手段と、前記複数のパイロット噴射のうちの１回のパイロット噴射による熱発生量である分割熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔ(i)）を、前記所定上限量（Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ）以下であって、かつ前記分割熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔ(i)）の合計が前記必要熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ）と等しくなるように設定する分割熱発生量設定手段と、前記分割熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔ(i)）に応じて前記複数のパイロット噴射における燃料噴射量であるパイロット噴射量（Ｑｐｉｌｏｔ(i)）を算出するパイロット噴射量算出手段とを備え、前記所定上限量（Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ）は、前記パイロット噴射において噴射された燃料が燃焼することによる熱発生率を示す熱発生率パラメータ（ＨＲＲ，ＰＣＲ）が許容閾値以下となるように設定されることを特徴とする。
【０００７】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置において、前記機関の運転状態に応じて基本パイロット噴射時期（θｐｉｌｏｔＢ）を算出する基本パイロット噴射時期算出手段と、前記主噴射時期（θｍａｉｎ）、前記基本パイロット噴射時期（θｐｉｌｏｔＢ）、及び前記燃料噴射手段により実行可能な燃料噴射間隔の最小値（ＤθＰｍｉｎ）に応じて前記複数のパイロット噴射の実行時期（θｐｉｌｏｔ(i)）を設定するパイロット噴射時期設定手段とを備えることを特徴とする。
【０００８】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載の内燃機関の燃料噴射制御装置において、前記燃焼室内の圧力である筒内圧（ＰＣＹＬ）を検出する筒内圧検出手段と、検出筒内圧（ＰＣＹＬ）に応じて前記パイロット噴射を実行したときの実熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔａｃｔ）を算出する実熱発生量算出手段と、前記分割熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔ(i)）及び実熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔａｃｔ）に応じて噴射量補正値を算出する補正値算出手段とを備え、前記パイロット噴射量算出手段は、前記分割熱発生量（Ｊｐｉｌｏｔ(i)）及び噴射量補正値（Ｋ(i)）を用いて前記パイロット噴射量（Ｑｐｉｌｏｔ(i)）を算出することを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
請求項１に記載の発明によれば、主噴射時期における燃焼室内温度の推定値である推定燃焼室温度が算出され、主噴射において噴射された燃料が自着火可能な目標温度と、推定燃焼室温度との温度差に応じて、燃焼室内温度を目標温度まで高めるために必要とされる必要熱発生量が算出され、必要熱発生量が所定上限量を超えるときに、複数のパイロット噴射が実行される。複数のパイロット噴射のうちの１回のパイロット噴射による熱発生量である分割熱発生量が、所定上限量以下であってかつ分割熱発生量の合計が必要熱発生量と等しくなるように設定され、分割熱発生量に応じて複数のパイロット噴射における燃料噴射量であるパイロット噴射量が算出される。したがって、主噴射時期において燃焼室内温度を確実に目標温度まで高めて、主噴射で噴射された燃料を確実に着火させることができる。さらに熱発生量の所定上限量は、パイロット噴射において噴射された燃料が燃焼することによる熱発生率を示す熱発生率パラメータが許容閾値以下となるように設定されるので、燃焼騒音を許容レベル以下に抑制し、しかもパイロット噴射の実行回数を従来の手法より減少させることができる。
【００１０】
請求項２に記載の発明によれば、機関の運転状態に応じて基本パイロット噴射時期が算出され、主噴射時期、基本パイロット噴射時期、及び燃料噴射間隔の最小値に応じて複数のパイロット噴射の実行時期が設定される。主噴射時期との相対的な関係及び燃料噴射間隔の最小値を考慮することにより、複数のパイロット噴射時期を適切に設定することができる。
【００１１】
請求項３に記載の発明によれば、検出筒内圧に応じてパイロット噴射を実行したときの実熱発生量が算出されるとともに、分割熱発生量及び実熱発生量に応じて噴射量補正値が算出され、分割熱発生量及び噴射量補正値を用いてパイロット噴射量が算出される。これにより各パイロット噴射による実熱発生量が分割熱発生量に近づくようにパイロット噴射量を算出することが可能となり、燃焼騒音の抑制を精度よく行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の一実施形態にかかる内燃機関及びその制御装置の構成を示す図である。
【図２】パイロット噴射制御処理のフローチャートである。
【図３】図２の処理で実行される噴射時期算出処理のフローチャートである。
【図４】図２の処理で参照されるマップの設定を示す図である。
【図５】パイロット噴射時期の設定手法を説明するための図である。
【図６】図２の処理を説明するためのタイムチャートである。
【図７】図２の処理を説明するためのタイムチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明の一実施形態にかかる内燃機関、及びその制御装置の構成を示す図である。内燃機関（以下「エンジン」という）１は、シリンダ内に燃料を直接噴射するディーゼルエンジンであり、各気筒に燃料噴射弁９が設けられている。燃料噴射弁９は、電子制御ユニット（以下「ＥＣＵ」という）２０に電気的に接続されており、燃料噴射弁９の開弁時期及び開弁時間、すなわち燃料噴射時期及び燃料噴射量は、ＥＣＵ２０により制御される。
【００１４】
エンジン１は、吸気通路２、排気通路４、及びターボチャージャ８を備えている。ターボチャージャ８は、排気の運動エネルギにより回転駆動されるタービンホイール１０を有するタービン１１と、タービンホイール１０とシャフト１４を介して連結されたコンプレッサホイール１５を有するコンプレッサ１６とを備えている。コンプレッサホイール１５は、エンジン１に吸入される空気の加圧（圧縮）を行う。
【００１５】
タービン１１は、タービンホイール１０に吹き付けられる排気の流量を変化させるべく開閉駆動される複数の可変ベーン１２（２個のみ図示）及び該可変ベーンを開閉駆動するアクチュエータ（図示せず）を有しており、可変ベーン１２の開度を変化させることにより、タービンホイール１０に吹き付けられる排気の流量を変化させ、タービンホイール１０の回転速度を変更できるように構成されている。可変ベーン１２を駆動するアクチュエータは、ＥＣＵ２０に接続されており、可変ベーン１２の開度は、ＥＣＵ２０により制御される。より具体的には、ＥＣＵ２０は、デューティ比可変の制御信号をアクチュエータに供給し、これによってベーン開度を制御する。なお、可変ベーンを有するターボチャージャの構成は広く知られており、例えば特開平１−２０８５０１号公報に示されている。
【００１６】
吸気通路２のコンプレッサ１６の下流側にはインタークーラ１８が設けられ、さらにインタークーラ１８の下流側には、スロットル弁３が設けられている。スロットル弁３は、アクチュエータ１９により開閉駆動可能に構成されており、アクチュエータ１９はＥＣＵ２０に接続されている。ＥＣＵ２０は、アクチュエータ１９を介して、スロットル弁３の開度制御を行う。
【００１７】
排気通路４と吸気通路２との間には、排気を吸気通路２に還流する排気還流通路５が設けられている。排気還流通路５には、排気還流量（ＥＧＲ量）を制御するための排気還流制御弁（以下［ＥＧＲ弁」という）６及び還流する排気の温度を下げるためのＥＧＲクーラ７が設けられている。ＥＧＲ弁６は、ソレノイドを有する電磁弁であり、その弁開度はＥＣＵ２０により制御される。
【００１８】
吸気通路２には、吸入空気流量ＧＡを検出する吸入空気流量センサ２１、コンプレッサ１６の下流側の吸気圧（過給圧）ＰＢを検出する過給圧センサ２２、吸気温ＴＩを検出する吸気温センサ２３、及び吸気圧ＰＩを検出する吸気圧センサ２４が設けられている。さらにエンジン１の燃焼室内の圧力（筒内圧）ＰＣＹＬを検出する筒内圧センサ２５がエンジン１の各気筒に設けられている。これらのセンサ２１〜２５は、ＥＣＵ２０と接続されており、センサ２１〜２５の検出信号は、ＥＣＵ２０に供給される。
【００１９】
排気通路４のエンジン１の直ぐ下流側には排気中の酸素濃度を検出する酸素濃度センサ２６が設けられ、その検出信号はＥＣＵ２０に供給される。排気通路４のタービン１１の下流側には、酸化触媒３１と、触媒が付加された煤フィルタ３２とが設けられている。酸化触媒３０は、排気中に含まれる炭化水素（未燃燃料成分）、ＣＯ、ＮＯの酸化を促進する。
【００２０】
エンジン１により駆動される車両のアクセルペダル（図示せず）の踏み込み量（以下「アクセルペダル操作量」という）ＡＰを検出するアクセルセンサ２７、エンジン回転数（回転速度）ＮＥを検出するエンジン回転数センサ２８、及び大気圧ＰＡを検出する大気圧センサ２９がＥＣＵ２０に接続されており、これらのセンサの検出信号は、ＥＣＵ２０に供給される。エンジン回転数センサ２８は、所定クランク角度（例えば１度）毎に発生するクランク角度パルス及びエンジン１の各気筒のピストンが上死点に位置するタイミングに同期して発生するＴＤＣパルスをＥＣＵ２０に供給する。
【００２１】
ＥＣＵ２０は、各種センサからの入力信号波形を整形し、電圧レベルを所定レベルに修正し、アナログ信号値をデジタル信号値に変換する等の機能を有する入力回路、中央演算処理ユニット（以下「ＣＰＵ」という）、ＣＰＵで実行される各種演算プログラム及び演算結果等を記憶する記憶回路、タービン１１の可変ベーン１２を駆動するアクチュエータ、燃料噴射弁９、ＥＧＲ弁６、スロットル弁３を駆動するアクチュエータ１９などに駆動信号を供給する出力回路から構成される。
【００２２】
ＥＣＵ２０は、エンジン運転状態（主としてエンジン回転数ＮＥ及び要求トルクＴＲＱＤ）に応じて燃料噴射弁９による燃料噴射制御、ＥＧＲ弁６による排気還流制御、可変ベーン１２による過給圧制御などを行う。要求トルクＴＲＱＤは、アクセルペダル操作量ＡＰに応じて算出され、アクセルペダル操作量ＡＰが増加するほど増加するように設定される。
【００２３】
本実施形態では、エンジン１においてトルクを発生させるための主たる燃料噴射である主噴射を実行するとともに、その主噴射に先行する燃料噴射であるパイロット噴射を適宜実行する。
【００２４】
図２はパイロット噴射制御処理のフローチャートである。この処理はＥＣＵ２０のＣＰＵにおいて所定時間毎に実行される。
ステップＳ１１では、吸気温ＴＩ，吸気圧ＰＩ，吸入空気流量ＧＡ，排気還流率などの吸入ガスパラメータを読み込み、ステップＳ１２では、主噴射実行時期における燃焼室内の温度（以下単に「燃焼室温度」という）の推定値である推定燃焼室温度ＴＣＭＥを算出する。推定燃焼室温度ＴＣＭＥは、例えば吸気温ＴＩ及び吸気圧ＰＩを用いて公知の手法により算出される。
【００２５】
ステップＳ１３では、推定燃焼室温度ＴＣＭＥが目標温度ＴＣＭＴＧＴより低いか否かを判別する。目標温度ＴＣＭＴＧＴは、主噴射において噴射された燃料が自着火（圧縮着火）可能な温度である。ステップＳ１３の答が否定（ＮＯ）であって、推定燃焼室温度ＴＣＭＥが目標温度ＴＣＭＴＧＴ以上であるときは、パイロット噴射の制御パラメータの算出を行わずに処理を終了する。
【００２６】
ステップＳ１３の答が肯定（ＹＥＳ）であるときは、目標温度ＴＣＭＴＧＴと推定燃焼室温度ＴＣＭＥとの温度差ＤＴＣＭ（＝ＴＣＭＴＧＴ−ＴＣＭＥ）を算出する（ステップＳ１４）。ステップＳ１５では、温度差ＤＴＣＭを下記式（１）に適用し、燃焼室温度が目標温度ＴＣＭＴＧＴに達するために必要とされる熱発生量である必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌを算出する。式（１）のＲはガス定数であり、Ｍｇａｓは燃焼室内のガス量（モル数換算値）である。ガス量Ｍｇａｓは、吸入空気流量ＧＡ及び排気還流率に応じて算出される。
Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ＝ＤＴＣＭ×Ｒ×Ｍｇａｓ                  （１）
【００２７】
ステップＳ１６では、必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌを下記式（２）に適用し、パイロット噴射の実行回数（以下「噴射回数」という）ＮＰを算出する。式（２）のＪｐｉｌｏｔｍａｘは、１回のパイロット噴射による熱発生量の上限値（以下「上限熱発生量」という）であり、燃焼騒音が許容レベル以下となるように設定される。また式（２）の演算結果は、切り上げによって整数値とされる。
ＮＰ＝Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ／Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ                （２）
【００２８】
ステップＳ１７では、図３に示す噴射時期算出処理を実行し、エンジン運転状態及び噴射回数ＮＰに応じてＮＰ回のパイロット噴射の実行時期（以下「パイロット噴射時期」という）θｐｉｌｏｔ(i)（ｉ＝１〜ＮＰ）を算出する。「ｉ」は、インデクスパラメータであり、主噴射の実行時期（以下「主噴射時期」という）θｍａｉｎに最も近いパイロット噴射に対応する値を「１」とし、パイロット噴射時期が増加する（進角する）ほど増加するように定義されている。
【００２９】
ステップＳ１８では、各パイロット噴射の必要熱発生量（以下「分割熱発生量」という）Ｊｐｉｌｏｔ(i)を算出する。具体的には、以下のように算出される。
Ｊｐｉｌｏｔ(1)＝Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌ−Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ×（ＮＰ−１）
（３）
Ｊｐｉｌｏｔ(i)＝Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ  （ｉ＝２〜ＮＰ）                （４）
【００３０】
ステップＳ１９では、下記式（５）に分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)を適用し、各パイロット噴射における燃料噴射量（以下「分割噴射量」という）Ｑｐｉｌｏｔ(i)を算出する。式（５）のＫ(i)は、後述するステップＳ２３で算出される補正係数であり、η(i)は燃焼効率、Ｊｆｕｅｌは燃料の低位熱発生量である。
Ｑｐｉｌｏｔ(i)＝Ｊｐｉｌｏｔ(i)×Ｋ(i)／（Ｊｆｕｅｌ×η(i)）        （５）
【００３１】
燃焼効率η(i)は、推定燃焼室温度ＴＣＭＥ及び酸素濃度ＣＯＮＳＯ２に応じて設定されたηマップを検索することにより算出される。酸素濃度ＣＯＮＳＯ２は、酸素濃度センサ２６の出力に基づいて算出される。ηマップは、図４（ａ）に示すように推定燃焼室温度ＴＣＭＥが高くなるほど燃焼効率ηが増加するように設定されている。また図４（ｂ）に示すように、酸素濃度ＣＯＮＳＯ２が所定濃度ＣＯＮＳＯ２Ｘより低い範囲では酸素濃度ＣＯＮＳＯ２が増加するほど燃焼効率ηが増加し、所定濃度ＣＯＮＳＯ２Ｘより高い範囲では酸素濃度ＣＯＮＳＯ２が増加するほど燃焼効率ηが減少するように設定されている。
【００３２】
ステップＳ２０では、前回の燃焼サイクルにおいて検出された筒内圧ＰＣＹＬ（クランク角１度毎の検出値がメモリに格納されている）を読み込み、検出筒内圧ＰＣＹＬを用いて各パイロット噴射による実熱発生量Ｊｐｉｌｏｔａｃｔ(i)を算出する（ステップＳ２１）。
【００３３】
ステップＳ２２では、下記式（６）に分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)及び実熱発生量Ｊｐｉｌｏｔａｃｔ(i)を適用し、補正係数Ｋ(i)を算出する。補正係数Ｋ(i)は、ＥＣＵ２０のメモリに格納される。なお、メモリに格納する値は、既に格納されている値と、新たな算出値とを用いたなまし演算により更新することが望ましい。
Ｋ(i)＝Ｊｐｉｌｏｔ(i)／Ｊｐｉｌｏｔａｃｔ(i)                        （６）
【００３４】
図２の処理で算出されるパイロット噴射量Ｑｐｉｌｏｔ(i)及びパイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)に応じて、パイロット噴射が実行されるとともに、図示しない処理で算出される主噴射量Ｑｍａｉｎ及び主噴射時期θｍａｉｎに応じて主噴射が実行される。
【００３５】
図３は、図２のステップＳ１７で実行される噴射時期算出処理のフローチャートである。
【００３６】
ステップＳ３１では、エンジン回転数ＮＥ及び要求トルクＴＲＱＤに応じて基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢを算出する。ステップＳ３２では、下記式（７）により、基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢと主噴射時期θｍａｉｎとの間隔（以下「基本噴射間隔」という）ＤθＰＭを算出する。
ＤθＰＭ＝θｐｉｌｏｔＢ−θｍａｉｎ                        （７）
【００３７】
ステップＳ３３では、基本噴射間隔ＤθＰＭが最小噴射間隔ＤθＰｍｉｎと等しいか否かを判別する。この答が肯定（ＹＥＳ）であるときは、下記式（８）によりパイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)を算出する（ステップＳ３４）。したがって各パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)は、図５（ａ）に示すように設定され、θｐｉｌｏｔ(1)が基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢと等しくなる。なお、図５は噴射回数ＮＰが「４」である例を示している。
θｐｉｌｏｔ(i)＝ＤθＰｍｉｎ×（ｉ−１）＋θｐｉｌｏｔＢ    （８）
【００３８】
ステップＳ３３の答が否定（ＮＯ）であるときは、基本噴射間隔ＤθＰＭが最小噴射間隔ＤθＰｍｉｎのＮＰ倍以上であるか否かを判別する（ステップＳ３５）。この答が肯定（ＹＥＳ）であるときは、下記式（９）によりパイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)を算出する（ステップＳ３６）。したがって各パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)は、図５（ｂ）に示すように設定され、θｐｉｌｏｔ(NP)が基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢと等しくなる。
θｐｉｌｏｔ(i)＝ＤθＰＭ×ｉ／ＮＰ＋θｍａｉｎ            （９）
【００３９】
ステップＳ３５の答が否定（ＮＯ）であるときは、下記式（１０）及び（１１）により、パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)を算出する（ステップＳ３７）。式（１０）及び（１１）の「Ａ」は、主噴射時期θｍａｉｎと基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢとの間で実行可能なパイロット噴射の回数である。
θｐｉｌｏｔ(i)＝ＤθＰＭ×ｉ／（Ａ＋１）＋θｍａｉｎ          （１０）
θｐｉｌｏｔ(i)＝ＤθＰｍｉｎ×（ｉ−Ａ−１）＋θｐｉｌｏｔＢ  （１１）
【００４０】
式（１０）は、インデクスパラメータｉが「１」からＡまでの値をとるとき使用され、式（１１）はインデクスパラメータｉが（Ａ＋１）からＮＰまでの値をとるとき使用される。ステップＳ３７の演算により、各パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)は、図５（ｃ）に示すように設定され、θｐｉｌｏｔ(A+1)が基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢと等しくなる。図５（ｃ）には、Ａが「２」である例が示されている。
【００４１】
図３の処理によれば、ＮＰ個のパイロット噴射時期は、可能な限り主噴射時期θｍａｉｎと基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢとの間に等間隔に設定され、主噴射時期θｍａｉｎと基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢとの間に設定できないパイロット噴射時期が、基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢより前（進角側）に最小噴射間隔ＤθＰｍｉｎを隔てて設定される。
【００４２】
図６は、上述したパイロット噴射制御を説明するためのタイムチャートである。この図の破線Ｌ１は、圧縮による燃焼室温度ＴＣの変化を示しており、主噴射時期θｍａｉｎにおける推定燃焼室温度ＴＣＭＥが目標温度ＴＣＭＴＧＴよりかなり低い例が示されている。この例において、温度差ＤＴＣＭを「０」とするために１回のパイロット噴射を、パイロット噴射量を燃焼騒音が許容レベル以下となるように設定して実行すると、燃焼室温度ＴＣは破線Ｌ２で示すように変化する。すなわち、燃焼室温度ＴＣは上昇するが、目標温度ＴＣＭＴＧＴに達しない。
【００４３】
１回のパイロット噴射量を増量することにより、実線Ｌ３で示すように燃焼室温度ＴＣを主噴射時期θｍａｉｎにおいて目標温度ＴＣＭＴＧＴまで昇温させることができるが、この場合にはパイロット噴射で噴射された燃料の燃焼速度が速くなり、ＮＯｘ排出量及び燃焼騒音が増加するという問題が発生する。
【００４４】
そこで上述した制御処理では、パイロット噴射の実行回数を増加させることにより、一点鎖線Ｌ４で示すような温度変化特性を実現している。これにより、ＮＯｘ排出量及び燃焼騒音が増加を抑制しつつ、燃焼室温度ＴＣを目標温度ＴＣＭＴＧＴまで昇温させ、主噴射で噴射された燃料を確実に着火させることができる。
【００４５】
なお、図６に示す破線Ｌ５は、主噴射において噴射された燃料が着火したときに燃焼室温度ＴＣの推移を示している。
【００４６】
図６に一点鎖線Ｌ４で示される温度変化特性は、３回のパイロット噴射を実行することにより実現される。図７はこの点を説明するための図であり、同図（ａ）には図６の破線Ｌ１，Ｌ５、及び一点鎖線Ｌ４が示され、同図（ｂ）にはパイロット噴射による発生熱量Ｊｐｉｌｏｔの推移が示されている。すなわち、３回のパイロット噴射によって得られる各熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)（ｉ＝１〜３）の合計が、必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌと等しくなり、主噴射時期θｍａｉｎにおいて燃焼室温度ＴＣを目標温度ＴＣＭＴＧＴまで昇温させることができる。
【００４７】
図７（ｃ）は、熱発生率ＨＲＲ［Ｊ／ｄｅｇ］の推移が示されており、上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘは、熱発生率ＨＲＲが許容閾値ＨＲＲＭＡＸを超えないように設定される。なお、上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘは、筒内圧変化率ＰＣＲ（クランク角度変化に対する筒内圧ＰＣＹＬの変化率）が許容閾値ＰＣＲＭＡＸを超えないように設定するようにしてもよい。
【００４８】
以上詳述したように本実施形態では、主噴射を実行する主噴射時期θｍａｉｎにおける燃焼室温度ＴＣの推定値である推定燃焼室温度ＴＣＭＥが算出され、主噴射において噴射された燃料が自着火可能な目標温度ＴＣＭＴＧＴと、推定燃焼室温度ＴＣＭＤとの温度差ＤＴＣＭに応じて、燃焼室温度ＴＣを目標温度ＴＣＭＴＧＴまで高めるために必要とされる必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌが算出され、必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌが上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘを超えるときに、複数のパイロット噴射が実行される。複数のパイロット噴射のうちの１回のパイロット噴射による熱発生量である分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)が、上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘ以下であってかつ分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)の合計が必要熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｔｏｔａｌと等しくなるように設定され、分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)に応じて複数のパイロット噴射における燃料噴射量であるパイロット噴射量Ｑｐｉｌｏｔ(i)が算出される。したがって、主噴射時期θｍａｉｎにおいて燃焼室温度ＴＣを確実に目標温度ＴＣＭＴＧＴまで高めて、主噴射で噴射された燃料を確実に着火させることができる。さらに上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘは、パイロット噴射において噴射された燃料が燃焼することによる熱発生率ＨＲＲが許容閾値ＨＲＲＭＡＸ以下となるように設定されるので、燃焼騒音を許容レベル以下に抑制し、しかもパイロット噴射の実行回数を従来の手法より減少させることができる。
【００４９】
またエンジン運転状態に応じて基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢが算出され、主噴射時期θｍａｉｎ、基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢ、及び最小噴射間隔ＤθＰｍｉｎに応じて複数のパイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)が設定されるので、基本パイロット噴射時期θｐｉｌｏｔＢと主噴射時期θｍａｉｎとの相対的な関係及び最小噴射間隔ＤθＰｍｉｎを考慮して、複数のパイロット噴射時期θｐｉｌｏｔ(i)を適切に設定することができる。
【００５０】
また検出筒内圧ＰＣＹＬに応じてパイロット噴射を実行したときの実熱発生量Ｊｐｉｌｏｔａｃｔが算出されるとともに、分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)及び実熱発生量Ｊｐｉｌｏｔａｃｔに応じて補正係数Ｋ(i)が算出され、分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)及び補正係数Ｋ(i)を用いてパイロット噴射量Ｑｐｉｌｏｔ(i)が算出される。これにより各パイロット噴射による実熱発生量Ｊｐｉｌｏｔａｃｔが分割熱発生量Ｊｐｉｌｏｔ(i)に近づくようにパイロット噴射量Ｑｐｉｌｏｔを算出することが可能となり、燃焼騒音の抑制を精度よく行うことができる。
【００５１】
本実施形態では、燃料噴射弁９が燃料噴射手段に相当し、パイロット噴射実行手段の一部を構成する。またＥＣＵ２０が、推定燃焼室温度算出手段、必要熱発生量算出手段、パイロット噴射実行手段の一部、分割熱発生量設定手段、パイロット噴射量算出手段、基本パイロット噴射時期算出手段、パイロット噴射時期設定手段、実熱発生量算出手段、目標熱発生量算出手段、及び補正値算出手段を構成する。具体的には、図２のステップＳ１２が推定燃焼室温度算出手段に相当し、ステップＳ１４及びＳ１５が必要熱発生量算出手段に相当し、ステップＳ１８及びＳ１９がそれぞれ分割熱発生量設定手段及びパイロット噴射量算出手段に相当し、ステップＳ２１及びＳ２２が、それぞれ実熱発生量算出手段及び補正値算出手段に相当する。また図３のステップＳ３１が基本パイロット噴射時期算出手段に相当し、ステップＳ３２〜Ｓ３７がパイロット噴射時期設定手段に相当する。
【００５２】
なお本発明は上述した実施形態に限るものではなく、種々の変形が可能である。例えば、検出筒内圧ＰＣＹＬに応じて実熱発生率ＨＲＲＡを算出し、実熱発生率ＨＲＲＡが許容閾値ＨＲＲＭＡＸを超えるときは、上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘを減少方向に修正するようにしてもよい。あるいは、検出筒内圧ＰＣＹＬから実筒内圧変化率ＰＣＲＡを算出し、実筒内圧変化率ＰＣＲＡが許容閾値ＰＣＲＭＡＸを超えるときは、上限熱発生量Ｊｐｉｌｏｔｍａｘを減少方向に修正するようにしてもよい。
【００５３】
また上述した実施形態では、筒内圧センサ２５を備える例を示したが、本発明は筒内圧センサが設けられていないエンジンの燃料噴射制御にも適用可能である。その場合には、図２の処理のステップＳ２０〜Ｓ２３を削除し、ステップＳ１９の演算に適用される式（５）の補正係数Ｋ(i)を「１」に設定すればよい。
【００５４】
また本発明は、火花点火機関についても、自着火を行う運転領域（例えばＨＣＣＩ領域など）においては適用可能である。
【符号の説明】
【００５５】
１  内燃機関
９  燃料噴射弁（燃料噴射手段、パイロット噴射実行手段）
２０  電子制御ユニット（推定燃焼室温度算出手段、必要熱発生量算出手段、パイロット噴射実行手段、分割熱発生量設定手段、パイロット噴射量算出手段、基本パイロット噴射時期算出手段、パイロット噴射時期設定手段、実熱発生量算出手段、補正値算出手段）
２１  吸入空気流量センサ
２３  吸気温センサ
２４  吸気圧センサ
２５  筒内圧センサ
２６  酸素濃度センサ
【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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