(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
気体燃料圧縮点火エンジンの燃焼室内にパイロット燃料を注入して燃焼室内の気体燃料を点火する方法であって、パイロット燃料注入開始のタイミングTpと、パイロット燃料注入期間Dpと、点火遅延期間Diの少なくとも1つを制御してDp／Diを1より小さくする工程を有する、燃焼室に対するパイロット燃料注入方法。
【請求項２】
全時間、全速度及び負荷範囲をベースとして上記制御工程を繰り返す請求項１記載の方法。
【請求項３】
自動点火タイミングTiを変える工程を有する請求項１記載の方法。
【請求項４】
（Ａ）燃焼室内に導入する空気の温度ACTと、
（Ｂ）燃焼室内に導入する空気の圧力MAPと、及び
（Ｃ）燃焼室内の天然ガス／空気混合物の空気／燃料比ラムダと
の少なくとも１つを調節することによってTiを変える請求項３記載の方法。
【請求項５】
（Ａ）エンジンの排気口から燃焼室に再循環される排気ガスRGRの割合を変える工程と、
（Ｂ）１）過給器と、２）ターボ過給器と、３）後置冷却器と、及び４）後置冷却器の下流側に配置した膨張タービンの少なくとも1つの操作を変える工程と、
（Ｃ）燃焼室に供給された吸気を冷却する内部冷却器の操作を変える工程と、及び
（Ｄ）吸入混合物に水を注入する工程と
の少なくとも1つを調節することによってACTを調節する請求項４記載の方法。
【請求項６】
エンジンのターボ過給器の圧縮出力をバイパスする吸気流の割合を制御するためターボ空気バイパス弁の操作状態を調節することによってMAPを調節する請求項４記載の方法。
【請求項７】
ターボ過給器の可変タービンノズルまたは排気ゲートを調節することによってMAPを調節する請求項４記載の方法。
【請求項８】
（Ａ）吸入システムまたは燃焼室に供給された気体燃料の値と、
（Ｂ）燃焼室に供給された空気の量と、
（Ｃ）ACTと、
（Ｄ）MAPと、及び
（Ｅ）スキップ点火操作において複数の点火シリンダのうちの使用されるシリンダ数
の少なくとも1つを変えることによってラムダを調節する請求項４記載の方法。
【請求項９】
再循環排気ガスEGRを調節することによってTiを変える請求項３記載の方法。
【請求項１０】
TpとDpの少なくとも1つを調節する工程を含む請求項１記載の方法。
【請求項１１】
燃焼室内のパイロット燃料滴のサイズ、数、分布の少なくとも1つを調節することによって燃焼室内のパイロット燃料燃焼率を調節する工程を含む請求項１記載の方法。
【請求項１２】
注入工程が、圧縮点火によって燃焼され得る燃料源に結合された電気的に付勢される燃料インジェクタを操作することを含む請求項１記載の方法。
【請求項１３】
インジェクタが、注入の少なくとも大部分の間膨張雲内に燃料を注入する請求項１２記載の方法。
【請求項１４】
インジェクタが、底部を着座したピントルノズルと、ノズルインパクトからの燃料が放出される衝突ターゲットとを含む請求項１３記載の方法。
【請求項１５】
インジェクタが、蓄積型流体電子ユニットインジェクタと、非蓄積型流体電子ユニットインジェクタ、または、他の共通レール電子燃料注入システムのうちの1つを有する請求項１２記載の方法。
【請求項１６】
パイロット燃料がジーゼル燃料である請求項１２記載の方法。
【請求項１７】
パイロット燃料がエンジン潤滑油である請求項１２記載の方法。
【請求項１８】
パイロット燃料が、燃焼室に供給された合計燃料の約1％より平均で小さい請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
気体燃料が、ピストンの吸入ストロークの間燃焼室に入れられる請求項１記載の方法。
【請求項２０】
気体燃料が、ピストンの圧縮工程の間燃料室に入れられる請求項１記載の方法。
【請求項２１】
（Ａ）エンジンヘッドを含むシリンダと、このシリンダ内で往復動するピストンと、上記エンジンヘッドとピストン間に区劃される可変容量燃焼室と、
（Ｂ）上記ピストンの吸入工程と圧縮工程との1つの間上記燃焼室と流体的に連通するよう配置された気体燃料源と、
（Ｃ）上記ピストンの上記吸入工程の間上記燃焼室と流体的に連結されるよう配置された空気源と、
（Ｄ）上記ピストンの圧縮工程の間パイロット燃料を上記燃焼室内に注入する形状を有するパイロット燃料インジェクタと、及び
（Ｅ）少なくとも上記パイロット燃料インジェクタと、上記気体燃料源と、上記空気源を有する装置を制御してパイロット燃料注入開始のタイミングTpと、パイロット燃料注入期間Dpと、及び点火遅延期間DiでDp／Diが1より小さくなるようにする制御器と
より成るエンジン。
【請求項２２】
上記制御器が、サイクルバイサイクル、全速力及び負荷範囲ベースでDp／Diを1より小さくするため上記装置の制御を行なう請求項２１記載のエンジン。
【請求項２３】
上記インジェクタが、注入の少なくとも大部分の膨張雲内に燃料を注入する請求項２１記載のエンジン。
【請求項２４】
上記インジェクタが、底部を着座したピントルノズルと、ノズルインパクトからの燃料が放出される衝突ターゲットとを含む請求項２３記載のエンジン。
【請求項２５】
上記燃料源が、ジーゼル燃料とエンジン潤滑油の1つである請求項２１記載のエンジン。
【請求項２６】
上記気体燃料源と上記空気源が空気供給マニホルドを占める請求項２４記載のエンジン。
【請求項２７】
上記気体燃料が、上記吸入孔に注入される請求項２４記載のエンジン。
【請求項２８】
上記気体燃料が、ピストンの圧縮工程の間上記燃焼室内に注入される請求項２４記載のエンジン。
【請求項２９】
上記インジェクタが、底部を着座したピントルノズルと、ノズルインパクトからの燃料が放出される衝突ターゲットとを含む請求項２８記載のエンジン。
【請求項３０】
上記気体燃料源と空気源が上記空気供給マニホルドを占める請求項２１記載のエンジン。
【請求項３１】
上記気体燃料が上記吸入口に注入される請求項２１記載のエンジン。
【請求項３２】
上記気体燃料が、ピストンの圧縮工程の間上記燃焼室内に注入される請求項２１記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は概して天然ガスのような気体燃料（以後「気体燃料エンジン」と記述する）のより少なくとも部分的に駆動されるエンジンに関し、特に、圧縮点火型で圧縮行程中エンジン燃焼室へパイロット燃料を注入するための手段と一体となる気体燃料エンジンに関するもので、圧縮点火により気体燃料を点火させるものである。本発明は更に気体燃料圧縮点火エンジンのパイロット燃料点火強度を最大にするための方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
近年圧縮点火エンジンの初期燃料源としての気体燃料使用にたいする要求が高まっている。プロパン又は天然ガスのような気体燃料はディーゼル燃料にまさると多くの人々により考えられている。何故ならば気体燃料は概して高価ではなく、圧縮点火エンジンに使用される時、同等又はより良い燃料節約で同等又はより大きい動力が得られ、且つ排気ガスが非常に少ないからである。この利益は最近法制化され未だ実行されていない世界的条例が多くのエンジンの初期燃料源としてのディーゼル燃料使用を禁止する傾向にあるので気体燃料を特に魅力的にする。気体燃料の魅力性は更に現行圧縮点火エンジン設計がこれら気体燃料を燃焼するのに直ちに適用できる事実によって強められる。
【０００３】
気体燃料の欠点は圧縮点火エンジンに伝統的に使用されているディーゼル燃料、潤滑油及び他の液体燃料よりも著しく高い点火閾温度を示す事である。気体と空気の混合物の圧縮温度は自動点火用標準圧縮点火エンジン操作には不十分である。この問題はスパークプラグ等で気体燃料を点火することによって解消できる。又、パイロット燃料、特にディーゼル燃料の限定量を均質気体燃料／空気混合物の存在下にエンジンの各燃焼室に注入することによって解消できる。パイロット燃料は注入後に点火し気体燃料を点火するに十分な高温度で燃焼する。パイロット点火した圧縮点火気体燃料エンジンは、特にもし燃料がディーゼル燃料のみかディーゼル燃料と気体燃料の組合せの何れかで運転されるように形成されれば、時には「二重燃料」エンジンと呼ばれる。特にディーゼル単一モードでのエンジンに使用するのに小さすぎるパイロット燃料インジェクタを使用したものはマイクロパイロットエンジン（マイクロパイロットはカリフォルニア、サンディエゴのクリーンエアパートナーズの登録商標である）と言われる。代表的な正真正銘な「二重燃料」エンジンは最大燃料率の6−10％のパイロット燃料を使用する。パイロット燃料のこのパーセントをマイクロパイロットエンジンにおいては最大の1パーセント又はそれ以下に減少できる。本発明は眞の二重燃料エンジン、マイクロパイロットエンジン及び同様に他のパイロット点火、圧縮点火気体燃料エンジンへの適用である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
スパーク点火エンジンを越える二重燃料エンジンの欠点はパイロットと気体燃料の最適組合せよりもパイロット燃料の略最大点火強度から生じる窒素酸化物（NOX）の潜在的増加である。発明者らは最大点火強度であれば気体／空気混合物のパイロット燃料の最適浸透、配分及び気化後少なくとも一般に起こるパイロット燃料自動点火の時間を誤ることがあまり起こらない事を理論付けている。もしパイロット燃料燃焼のタイミングと定義する自動点火がパイロット燃料注入後あまりにも早く起きると、パイロット燃料は燃焼室全体に行き渡らないでインジェクタ付近に多く集められ、結果として、非常に沢山の空気／燃料混合物はインジェクタ付近で燃焼され、一方非常に少ない混合物はインジェクタから離れた所で燃焼される。逆に、もし自動点火がパイロット燃料注入後あまりにも多くの時間たってから起きると、余剰なパイロット燃料気化が起きて不点火となる。
【０００５】
更に、パイロット燃料の前混合燃焼、即ち燃料が空気と混合する後に起きる燃焼は拡散燃焼、即ち燃焼室に注入直後及び燃料が空気と混合する前に起こる燃焼よりも大きい点火強度となる。パイロット燃料の前混合燃焼はパイロット燃料と空気とを完全に混合して均質な気体／パイロット／空気混合物を形成するために自動点火を遅らせる事によって高められる。しかし、自動点火のタイミング遅延はディーゼルエンジンテクノロジーにおいて普通望ましくないと考えられている。事実、一般的圧縮点火ディーゼルエンジンにおける最適燃焼は最短の点火遅延で達成されるとほとんど例外なく承認されており、点火遅延期間は圧力上昇、高ピーク圧及び余剰NOX放出を避けるために注入時間よりも常により短かくすべきであると一般に求められている（例えば、SAE、資料番号870344号、ディーゼルエンジンにたいするBSFC及び放出に影響する要因：第II部第1部で提示された概念の実験的確認、第15頁参照）。これまでの二重燃料エンジンは、しかし、前混合された大量のパイロット燃料の点火により点火強度を最大化するために十分な混合時間を許さない。従って、二重燃料の点火強度最大化にたいする必要性が起きている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
最も強度な点火を達成するためにパイロット点火を最適にする場合点火遅延と注入時間の関係は重要な問題である事が発見された。最良の燃焼環境はパイロット燃料の注入期間が点火遅延期間（パイロット燃料注入開始及びパイロット燃料自動点火の開始間の時間として定義する）よりも短いように制御される時に達成される。換言すれば、最良の状態はDp／Di＜1の場合に得られる、此処でDpは注入期間でDiは点火遅延期間である。パイロット噴霧はパイロット燃料注入の終了と自動点火Tiの開始間で起こる混合期間Dm中に十分に前混合されると信じられている。この完全な前混合は点火強度を最大化し排気を劇的に減少せしめる。それ故、発明者らは驚いたことに改善された結果が点火時間期間よりも短い点火遅延期間を備える一般的知識からは全く離れた系統にある事を発見した。しかし、好実施例において、混合期間Dmは好ましくは不点火を避けるようにすべきである。
【０００７】
Dp／Di比はパイロット燃料注入タイミング、パイロット燃料注入時間又は自動点火タイミングを変更して変更できる。Dp／Diは点火遅延によるので、Dp／Di比は最適Dmを決定し定められた最適Dmを得るために必要なエンジン操作パラメータを調整して既定Diのために最適化できうる。この制御は好ましくは全時間、全速度及び荷重範囲基準を基に実行される。これは開ループか閉ループの何れかである。
【０００８】
点火強度最大化はパイロット点火で発生するピーク動力の点からも考えられる。もし注入と自動点火がパイロット燃料飛沫数と配分を最大化し、そのサイズを最小化するために制御されると、100kW／1での点火動力を入手でき、気体燃料の非常に効果的な点火となる。これらの状況下での点火は気体／燃料混合物全体に配分される多数の極小スパークプラグの同時通電に類似すると考えられる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
【００１０】
（１．レジメ）
本発明においては、パイロット燃料注入の開始（Tp）からパイロット燃料自動点火迄の測定で、Dpをパイロット燃料注入期間、Diを点火遅延期間としたときDp／Diが1より小さくなる関係を維持するためパイロット点火、気体燃料圧縮点火エンジン内でパイロット燃料注入と及びまたは点火を制御せしめる。この制御は、従来の知識に反するが本発明者等は、点火前に燃焼室内で気体燃料／空気に注入燃料が完全に配分，混合されるようにすることによって、注入期間より点火遅延期間を長くするための混合期間（Dm）が点火強度を最大ならしめることを見出した。この結果、パイロット燃料と、気体燃料と、空気が略均一に混合したものの前混合燃焼が改良され、NOX放出が大きく減少される。
【００１１】
実際上、総てのエンジン操作条件で点火強度を最大にするためサイクル毎に、全速度及び負荷範囲ベースでDp／Di比（または、DiまたはDmのような特性）を所定の範囲に維持するのが好ましい。Tp，Tiまたはこれらの組合を調節することによってDp／Diを最適となし得る。この制御は、ルックアップテーブルその他を用いるオープンループでも、帰還のためのパラメータに依存する点火を用いるクローズドループの何れでもなし得る。点火強度が最大となれば点火の瞬間パワーはエンジン排気量の200kW／1のオーダーとなる。
【００１２】
（２．システムの概観）
【００１３】
（ａ．基本的エンジンのデザイン）
図１〜図３に本発明のエンジン１０を示す。エンジン１０は、夫々図３に示すシリンダヘッド１４を設けた複数のシリンダ１２を有する二重燃料エンジンである。図３に示すように、シリンダヘッド１４とピストン１６間に燃焼室１８を形成するため、ピストン１６を各シリンダ１２の孔内に摺動自在に配置する。ピストン１６は従来の手段でクランクシャフト２０に連結する。シリンダヘッド１４内の対応する通路２６と２８の端部に、従来の入口弁及び排気弁２２と２４を設け、標準カム軸３０によって付勢し、燃焼室１８からの燃焼生成物の排気と、燃焼室１８に対する空気／燃料混合物の供給を制御せしめる。夫々吸気マニホルド３４と排気マニホルド３５を介してエンジン１０に対し気体を供給し、エンジン１０から排気せしめる。然しながら、従来のスパーク点火気体燃料エンジンとは異なり、通常吸気マニホルド３４内にあるスロットル弁を無くし、または少なくとも不作動として、“スロットルなし”エンジンとする。後述する理由で吸気制御システムを設ける。
【００１４】
（ｂ．空気及び燃料分配システム）
気体燃料（例えば圧縮天然ガス（CNG），液体天然ガス（LNG）またはプロパン）をマニホルド３４の入口における混合ボディ内に単一計量弁を介して、または同様の機械的制御弁を介して放出する。然しながら、この実施例においては各シリンダ１２のために分離したインジェクタ４０を設ける。各インジェクタ４０は、共通のタンク３９とマニホルド３６から天然ガス、プロパンまたは他の気体燃料を受け取り、ライン４１を介して関連するシリンダ１２の吸気孔に直接注入する。
【００１５】
エンジン１０には、電子的に制御された複数の液体燃料注入アセンブリ３２によってパイロット燃料を供給する。各パイロット燃料注入アセンブリ３２には任意の電子的に制御されるインジェクタと、関連する装置を設ける。好ましいインジェクタの例は（１）米国再発行特許第33,270号及び米国特許第5,392,745号に示された型の圧力増強蓄積型流体電子ユニットインジェクタと、（２）米国特許第5,191,867号に示す圧力増強非蓄積型流体電子燃料インジェクタであり、これらは本発明の参照例であり、または高圧共通レールシステムである。後述するように好ましい注入アセンブリはOSKA−ECIS注入アセンブリと呼ばれるものである。
【００１６】
図１と図３に示すように、注入アセンブリ３２には供給ラインまたは共通レール４４を介して従来のタンク４２から燃料を供給する。ライン４４内にはフィルタ４６、ポンプ４８、高圧レリーフ弁５０及び圧力レギュレータ５２を配置する。リターンライン５４を注入アセンブリ３２からタンク４２に導く。燃料は、圧縮点火エンジンに好適な任意のものとする。ここで示す二重燃料エンジンのパイロット燃料として最も共通に用いられるものはジーゼル燃料である。然しながら、エンジン潤滑油も用い得る。エンジン潤滑油は、継続的に補充し、油を新鮮に保ち、油交換の必要性を除くことができる程度の僅かなパイロット燃料（代表的には燃焼室に供給される全燃料の平均約1％以下）より要求しないためマイクロパイロット（商標名）に特に好ましい。
【００１７】
気体燃料は、マニホルド３４の入口における単一スロットルに単一計量弁を介して、または、単純な機械的制御弁を介して供給する。然しながら、好ましい実施例においては、各シリンダ１２に分離したインジェクタ４０を設ける。各インジェクタ４０は、共通のタンク３９とマニホルド３６から天然ガス、プロパンまたは他の気体燃料を受け取り、ライン４１を介して関連するシリンダ１２の入口内に直接注入する。
【００１８】
図２に示すように、吸気制御システムには、（１）排気マニホルド３５から吸気マニホルド３４に対し流し、及びまたはススを除去するため濾過するため排気ガスを再循環（REG）する排気ガス再循環（EGR）サブシステムと、（２）吸気マニホルド３４に加えられる非EGRを放出するターボ放出システムとを設ける。EGRと空気流を変えるこのEGRシステムは、点火遅れを増大し、放出ガスを薄め、燃焼ピーク温度を下げ、NOX放出を阻止するため好ましい。これは、（１）EGRクーラー５９と、排気マニホルド３５から吸気マニホルド３４に至るリターンライン５８内に設けたEGR計量弁６０とを有する。このライン５８は、その入口端における後述する排気ゲート７４を含む排気ラインに接続し、混合ベンチュリ６１の目的からその出口端において吸気ラインに関連せしめるのが好ましい。ジーゼル油のススを減少するためEGRフィルタ６３をEGRクーラー５９の上流においてライン５８内に設ける。第２ライン６２をターボバイパス弁７６から延ばし、吸気システムに戻す。更に、調節可能な流れ制限計量オリフィスを有する排気背圧（EBP）弁６８を排気ガス流路内に設け、排気ガス絶対圧（EGAP）を制御し、従ってEGRの流れを変える。必要に応じて弁６０を制御することなく吸気孔６６に入る全量におけるEGRの率を調節するため図８に示す制御器またはコントローラ５６によって弁６８を付勢する。
【００１９】
図２に示すように、吸気制御システムのターボ注入サブシステムでは、弁６０と吸気口６６の上流のライン６２内にターボ過給器７０と後置クーラー７２とを設ける。ターボ過給器７０の操作は、後述する制御器５６に電子的に結合された排気ゲート７４と、ターボバイパス弁７６によって従来の手段で制御する。超過給器、ターボ空気バイパス弁のような他の吸気流変更装置や、膨張タービンや後置クーラーのようなEGR変更装置を用いることができる。空気放出温度（ACT）、過剰空気比（ラムダ）及びマニホルド絶対圧等のエンジン操作パラメータを調節するため操作されるこれらの装置は、米国特許出願第08／991,413号（圧縮点火エンジンのための最適ラムダ制御）に示されている。
【００２０】
（ｃ．OSKA−ECIS燃料インジェクタアセンブリ）
本発明の好ましく且つ図示されている実施例中に利用されているOSKA−ECIS燃料インジェクタアセンブリ３２は１）高放出係数インジェクタ３００と，２）所謂OSKAターゲット３０２と，及び３）ピストン１６の上面３６０の空洞中にあるトロイダル室３０４とを包含する。インジェクタ３００はその速度を急速に落としながらパイロット燃料を高速で吐出して膨張雲（ECIS）を形成する。注入された燃料の流はターゲット３０２に衝突し、燃料滴がより小さい燃料滴とされ、この燃料は室３０４内に分散気化したスプレーとして反射される。スプレーはそれから乱流として渦をまいて室を通り抜けるので浸透、配分、気化及び燃焼室１８での空気／燃料混合物の混合の割合が最大とされる。
【００２１】
インジェクタ３００は好ましくは例えば米国再発行特許番号第33、270号及び米国特許番号第5、392、745号に記載されているような蓄圧型インジェクタである。蓄圧型燃料インジェクタにおいて、インジェクタ圧は平方関数的に初期ピークから降下し、注入速度は圧力の平方根関数的に降下する。従って、速度は注入時主として直線関数として降下する。換言すれば、全ての又はほとんど全てのパイロット量が一定落下率で注入され、ノズルから注入された飛沫は前のものよりもゆっくりと動き、従って飛沫が蓄積されることはない。この急降下する注入速度又は−dUj／dtによる分離効果を図６に図示する。
【００２２】
同じく’745特許で論じられているように、ECIS効果は例えば通常のバルブーカバーを用いたオリフィス（VCO）と比較して比較的高い係数を有するインジェクタノズルを用いて高めることができる。ターゲット３０２に直接向かっている単一の比較的大吐出オリフィスを有する中空ノズルを用いる。しかし、好ましいノズル３１０は米国特許第5、853、124号に記載される所謂底敷きピントルノズルである。このタイプにおいては、負干渉角は針の円錐先端部と円錐バルブシートとの間に形成されるので、針シートは上部ではなくバルブシートの底部に配置される。このノズルは非常に低い針リフトにおいても針シートの下流での速度低下を欠くので燃料を加圧するのに使用する全エネルギーは動的エネルギーに転化される。低針リフトにおける噴霧分散と浸透は、従って、著しく高められる。
【００２３】
図３〜図５Ａに示すようにピントルノズル３１０はノズル体３１２を含み、その中にノズル針３１４とバルブシート３１６を含む針バルブアセンブリを収納する。ノルズ針３１４はバルブシート３１６からノズル体３１２へ軸方向上方に延びる穴３１８に滑入される。与圧室３１９はノズル針３１４の下部周囲に形成され、燃料入口路（図示せず）と吸い込みライン４４により燃料タンク４２に結合される。針３１４の下端は先端部３２８を形成する。ノズル針３１４の上端は針棹（図示せず）に接続され、針棹は続けて穴３１８との同心的動きのためのブッシング又は他の針案内（同じく図示せず）により案内される。ノズル針３１４は針案内の上面で動く戻しばね（同じく図示せず）によりバルブシート３１６に向かって下方に偏向される。比較的短い通路３２４はバルブシート３１６の下方のノズル体３１２に形成され下記に詳述する目的のためにノズル体３１２の底面３２６に開口する。
【００２４】
図５Ａによると、概してノズル体３１２に直接加工され穴３１８の底端部分を形成するバルブシート３１６はシート口３３０で終わる。針先端部３２８は選択的に１）燃料注入を防ぐためにバルブシート３１６上に位置し、２）燃料注入を許すためにバルブシート３１６から持ち上げられる。吐出通路３３２はバルブシート３１６と針先端部３２８間に形成され、針先端部は図５Ａと図５に示すように上部にあり吐出通路３３２を通って与圧室３１９からシート穴３３０を通って注入バルブアセンブリ３２から燃料が吐出される。バルブシート３１６とバルブシート３１６に接する針先端部３２８の少なくとも一部は円錐形又は裁頭円錐形である（ここで用いられる用語「円錐」は上端から下端に向ってその横断面が縮小する直角錐を含む。）
【００２５】
針先端部３２８はバルブシート３１６と結合する裁頭円錐部３３４を含みこれは底面３３６で終わる。裁頭円錐部３３４はバルブシート３１６よりは長いが、後に定義するような「ボトムシーティング」であるバルブシート１６に関して形成される他の形のものより十分に短いものとすることができる。針先端部３２８を燃焼室１８にある熱ガスから守るためにインジェクタ３００が図４の閉位置にある時でも針先端部３２８の底面３３６はシリンダヘッド１４の凹所に位置せしめる。最大力でターゲット３０２に衝突するよう集中した「レーザ」流を生じるために、ノズル３００は針先端部３２８が閉又は座位置にある時の円錐バルブシート３１６の下に伸びる部分を欠いている所謂零度ピントルチップとする。零度ピントルチップノズルからの噴霧は鉛筆状の細いジェットを形成する。
【００２６】
好ましい図示された実施例において、ピントルノズル３００は所謂絞られていないピントルノズルで、底面３３６と円筒形通路３２４の周面間に形成される間隙の面積はシートオリフィス３３０の有効面積よりも常に大きいので流量はバルブシート３２６の下流で最小とされる。この形では燃料は最大速度でノズル３００から吐出され、これは低針リフトと小燃料注入量において重要となる。
【００２７】
バルブシートの円錐角度αと針先端部の円錐角度βは通常相違し、干渉角度θはαとβ間に形成されバルブシート３１６の長さに沿って少々伸びる理論的に線接触を含む針シートを形成する。干渉角度θは少なくなるように配置されているので、針先端部３２８の円錐部３３４はシートオリフィス３３０に又はその近くに位置するバルブシート３１６の底端に位置する針シート３４２にたいして接し、従って、底座ピントルノズルを作りだす。結果として、通路３３２の横断面積はシートオリフィス３３０からその上端へと連続的に増加する。干渉角度θは十分に大きくすれば、バルブシート３１６の底部における望ましい場所での着座が得られるが、針先端部３２８とバルブシート３１６上の過度の衝撃応力を避けるよう針閉鎖時におこる衝撃力を配分するために干渉角度θは十分に小さく配置しなければならない。好ましくは、干渉角度θは0.5°と2°間の範囲、最も好ましくは約1°であるべきである。
【００２８】
操作において、ノズル３１０のノズル針３１４は戻しばね（図示せず）により図４に示すようにその閉又は座位置に押圧される。注入の開始を望む場合、燃料は燃料入口通路から与圧室３１９に入れられる。与圧室３１９内の加圧燃料による針３１４の持ち上げ力がスプリング力とアキュムレータインジェクタの制御空隙内の液体圧減少による閉鎖力を克服する時、ノズル針３１４は持ち上げられ燃料を吐出通路３３２から針シート３４２を越えて、シートオリフィス３３０から流し、それからノズル３１０外に流す。ノズル針３１４は与圧室３１９の燃料圧が衰退し戻しばねにより針３１４上に加えられる閉鎖力以下に持ち上げ力が落下した時に閉まり、燃料の注入を終結する。
【００２９】
通常の上座ピントル（TSP）の吐出通路の上部における流れ領域は0.0から0.035mmの針リフト値のためのシートオリフィスにおける領域以下である。一方、底座ピントル（BSP）３００の吐出通路の流れ領域はシートオリフィス３３０において針リフトの総べての値のための吐出通路３３２の上部における領域以下である。連続の法則からBSPのシートオリフィス３３０における流速が、吐出通路３３２の上端における流速より、吐出通路３３２の上部における流れ領域とシートオリフィス３３０における流れ領域との違に比例する量だけ小さいことは明らかである。例えば、0.005mmの針リフトにおいて、TSPノズルの吐出通路の上部における流れ領域は0.0125mm2であり、通路の底部における領域は0.025mm2であり0.5：1.0の比である。この相違は一瞥重要ではないように見える。しかし、同じ針リフト及び流速において、ノズル３００の流れ領域が吐出通路３３２の上部において0.045mm2で底部、即ち、シートオリフィス３３０において0.0125mmである事を考察すると、出口又は底座ピントルノズルのシートオリフィスにおける噴霧速度はBSP３００の吐出通路３３２の集中流れ領域のために同じ針リフトにおける上座ピントルノズルのそれの2倍である。噴霧の動的エネルギーは速度の平方に比例するので、BSP３００の噴霧エネルギーは同じ針リフトと容積流量における比較用上座ピントルの4倍である。これは注入燃料の迅速な混合と気化を保証する。
【００３０】
この効果の重要性は図７の曲線３７０と３７２により識別でき、この曲線はBSPとTSPの両者のための吐出通路の底部における液速度を表示する。特に適切なのは、約0.03mm以下の針リフトにおいて、BSPの吐出通路の底部における速度がTSPの吐出通路の底部におけるよりも実質的に高い事を図示することである。0.01mmのリフトにおいて、BSPとTSPの噴霧速度比は175m／s対121m／s、又は2：1のエネルギー比である。
【００３１】
底座ピントルノズル３００により得られる高められた速度はその他の同様形状の上座ピントルノズル及び同一針リフトと注入圧下の操作の場合の2倍の噴霧速度をシートオリフィスにおいて形成する。この高められた速度はOSKA−ECIS燃料インジェクタと衝突ターゲットアセンブリに2倍の利点を与える。第一に、単一時間当たり大量の燃料を注入でき、特定容量のパイロット燃料を注入するのにより短いDpとなし得るので、0.2又は以下のDp／Diを達成できる。第二に、衝突ターゲット３０２にたいする高速ジェットの衝突が噴霧エネルギーを最大化し、更にOSKAターゲット３０２により高められた混合効果を更に高めるので、更にDmを減少することである。
【００３２】
図４と図５を再見すると、OSKAターゲット３０２は米国特許第5、357、924号に開示されている一般的タイプで、その主題は参考例として此処に載せる。ターゲット３０２は室３０４の中心から上方に延長するプラットフォーム３５０上に載置される。ターゲット３０２は好ましくはプラットフォーム３５０上部の穴３５２にねじ込むか又は挿入された平頭差込みを含む。差込みは鋳造金属ピストン１６に比べ腐食しないよう硬化される。ターゲット３０２の上面３５４は注入燃料の流れにたいして実質的に平坦な衝突面を含む。ターゲット３０２を囲むようプラットフォーム３５０の縁とターゲット３０２間で半径方向に作られる環状領域３５６は室３０４のトロイダル形状により作られる渦巻き運動の形でトロイダル室３０４への反射燃料の流れを促進する移行領域の役をなす。
【００３３】
室３０４によって作られるトロイドはその上部をピストン１６の上面３６０で切り取って縮小しているので完全な環状ではない。この切り取った部分は、（１）透き間容積と圧縮点火エンジンに要求される圧縮比を作り、（２）ナイフ刃形成を防ぐためにトロイド上部面の内側周辺３６２を切り取るので、ピストン構造をより強固にする。切り取る割合はピストン１４の上面３６０をピストンのTDC位置におけるシリンダヘッド１４の最低面３６４にほとんど接触させるようにすれば、空気／燃料混合物がピストン１６の上面３６０とシリンダヘッド１４の最低面３６４間の非常に小さいギャップ間にある時に生じる所謂「スキッシュ・ミキシング」を高める。
【００３４】
室３０４の横断面はエンジンの定格圧縮比を備えるために要求される容積を備える大きさとする。圧縮比16：1を有するエンジンにおいて、トロイド横断面は約0.25XDBOREである直径DTOROIDを有し、ここでDBOREはピストンが配置されている穴の直径である。直径140mmの穴の場合、各トロイドは35mmの直径を有する。室３０４の個々のトロイドは55mmの中心間距離を有する。逆に、DTOROIDは20：1の圧縮比を得るために約0.20DBOREと等しく、圧縮比12：1を得るために約0.30DBOREと等しい。
【００３５】
ノズル３００、ターゲット３０２及び室３０４の一般的サイズと形状は望ましいECIS効果を最大化しながら望ましいDp／Di縮小とDm縮小を達成するために選択される。ECIS効果は燃料が約200から250m／s（好ましくは230m／s）の開始ピーク速度から約130から220m／s（好ましくは160m／s）の最終速度に入る範囲での速度において注入される時に最高に達成される。これらの効果は5から10mPaのシリンダ圧で20から30mPaの注入圧を得る事により達成される。
【００３６】
これらに注目して、直径140mmのピストンと2mm3のパイロット燃料量QPILOTのための最適なインジェクタと噴霧面積がほぼ下記表１のようである事がわかる。
【００３７】
【表１】
0004122162.tif 000002
【００３８】
OSKAターゲット３０２は入ってくる滴を、その5−10％のサイズにするために飛沫に破壊し、飛沫はECIS型注入で約500−1000飛沫直径の距離を移動するので、結果としてのOSKA−ECISインジェクタアセンブリ３２は最初の接近として最初の噴霧直径8−32mmの25−100倍の空間に飛沫を配分する。結果としての配置は最小化されたDm中、最大の燃料浸透、配分及び気化を達成するので、Dp／Di及びDm最小化を大いに促進し、これら特徴の積極的制御を行ない、最適点火強度にする。
【００３９】
（ｄ．電子制御システム）
図８に示すように、コントローラ又は電子制御装置（ECU）５６はエンジン操作を監視できエンジン１０への燃料と空気供給を制御できる電子装置を含む。図示する実施例において、ECU５６はプログラム可能デジタルマイクロプロセッサを含む。コントローラ又はECU５６は管理位置又は他の動力需要検出器８０、燃料圧検出器８１、エンジン速度（RPM）検出器８２、クランクシャフト角検出器８４、吸気マニホルド絶対圧（MAP）検出器８６、吸気マニホルド給気温度（ACT）検出器８８、エンジン冷却材温度検出器９０、排気背圧（BSP）測定検出器９２及び排気逃がし口７４の操作監視検出器９４をそれぞれ含む種々の検出器からの信号を受信する。コントローラ５６は直接的にEGAP検出器９８又は間接的にEBP検出器９２（もしEBPバルブ６８が使用されれば）の何れかからEGAPを確認する。指示平均有効圧（IMEP）及び注入気体の質と量（QGASとVGAS）のようなその他の数値は一つ以上の検出器８０−１００と既知の数学的関係からのデータを使用して計算される。吸気マニホルド絶対圧（MAP）、指示平均有効圧（IMEP）、最大エンジン速度（RPM）、容積効率燃料品質及び種々のシステム定数のような更に他の数値はROM又はコントローラ５６の他の記憶装置に好ましくは記憶される。コントローラ５６はこれら信号を処理し、ディーゼルレール圧調整器５２、パイロット燃料インジェクタアセンブリ３２及び気体インジェクタ４０をそれぞれ制御するための出力信号を送信する。同様な信号はターボ排気逃がし口７４、ターボバイパス７６及び計測オリフィス又はEBPバルブ６８をそれぞれ制御するために使用される。
【００４０】
（３．点火強度最大化）
【００４１】
（ａ．Dp／Di制御を通しての点火強度最大化）
【００４２】
（ｉ．基本理論）
本発明の好ましい実施例においては、コントローラ５６は（１）種々の検出器からの信号を受信し、（２）点火強度を最大化する点火注入及び／又は燃焼特性を決定するための信号に基ずいて計算を行い、（３）それによって決定した特性を調整する。この制御は好ましくは全時間（即ちサイクル−バイ−サイクル）、全速度及び荷重範囲を基礎として行われる。これは開ループ又は閉ループの何れかである。可能な制御計画は以下記述されるが、他の制御計画も可能である。
【００４３】
上述したように、点火強度最大化への鍵は1以下のDp／Di比を得る事である。Dp／Diはパイロット燃料注入タイミングTp、パイロット燃料注入持続期間Dp及び／又は自動点火タイミングTiを変更して変更できる。混合期間Dm（Dm＝Di−Dp）を変更することによってDp／Diは変更する。Dmはインジェクタからの燃料装荷の最後の飛沫の放出と自動点火の開始間の期間である。従って、点火強度はDmの最適化を通して最大化できる。この事実は図９のグラフにより確認される。グラフの曲線１１０はNOX放射対1800RPMで運転するキャタピラモデル3406エンジン用Dm及びTpとDmの種々の数値での全荷重をプロットする。Dmは点火タイミングTiを変更して調整された。Dpは一定値に維持し、Tiは6°c.a.とBTDCでほぼ一定数なので、DiはTp−6°に大体等しく、DmはTp−12°に大体等しい。
【００４４】
図９のデータについて、曲線１１０、Dp／Diの範囲は
【００４５】
Dp＝6°c.a.から運転し、
【００４６】
Tp＝10−40°c.a.
【００４７】
Di＝4−34°
【００４８】
Dm＝0−28°
【００４９】
Dp／Pi＝1.5−0.17
【００５０】
Dp／Diopt＝6／22から6／36
【００５１】
＝0.27から0.17
【００５２】
図９を作成するのに使用するデータは下記表２に再現する。
【００５３】
【表２】
0004122162.tif 000003
【００５４】
実際のデータは変更される。曲線１１０′はDiとDp／Diを調整する手段としての減少ACTを使用して予想できる事を示す。減少ACT又はEGR等の追加で、Diは増加し、これによりDmを増加し、Dp／DiとDmを最適値に移行する直接効果をもたらす。
【００５５】
上記は傾向を示す代表例である。適切なDmは一定ではない。 エンジン速度、エンジン荷重及びACTを含む幾つかの要因で変更する。燃料気化比が温度と共に上がるので、最高に望ましいDmはACTとは逆に変化する。効果は図１０で証明される。図１０は1800RPMと全荷重で運転する上述エンジンのための１）燃料浸透と分配パーセント及び２）燃料気化パーセントをプロットする。曲線１２０は、ACTの全レベルのために、約25゜c.a.のDm後連続的に主に100パーセントまで上がる燃料浸透と分配増加のパーセントをプロットしたものである。曲線１２０′は平均浸透比がMAPの減少と共に増加する事を示す。燃料気化パーセントはACT（低ACT曲線１２２（即ちACT≒30℃）と比較）と共に中間ACT曲線１２４（即ちACT≒50℃）と低ACT曲線１２６（即ちACT≒70℃）へと増加する平均比率でよりゆっくりと増加する。点火強度最大化は１）前混合燃焼を得るために燃料浸透と気化のパーセントと燃料気化のパーセントが少なくとも50％、好ましくは75％を超える時及び２）約10°c.a.（このポイント後に不点火が起こる）のために100％で燃料噴霧気化のパーセントが残らない時に起こる。これらのパラメータを使用して、最適ACT範囲が低CTCsにたいして25から30°c.a.、中間ACTsにたいして20から25°c.a.、高ACTsにたいして18から23°に変更する事がわかる。図１０を作成するために使用されるデータを表３に再現する。
【００５６】
【表３】
0004122162.tif 000004
【００５７】
点火強度最大化の効果は図１１の曲線により認識できる。曲線１３０，１３２及び１３４は即時熱放散率（BTU／c.a.）、累積熱放散率（BTU）及びシリンダ圧対クランク角度を夫々示し、これは2.41／シリンダ排気量を有し、1,800RPM速度と全荷重で運転されるキャタピラモデル3406Bエンジンのためのものである。Tp，Dp及びTiは6°c.a.と0.5のDp／Diになるようそれぞれ18°BTDC、6°c.a.及び12°c.a.にセットされる。点火強度最大化のための、即時熱放散率曲線１３０は約7°から2°BTDCで発生するパイロット燃料燃焼中非常な急勾配（事実、直角に近い）である。熱は0.05BTU／°c.a.又は0.5BTU／msecの割合で放散される。この高熱放散により約220kW／1のピーク点火強度で主要気体燃料が急速に点火されるようになる。熱放散率のこの推定値は点火エネルギーの半分がパイロット燃料により発生したと推定して計算された。このパーセントはEGR及び／又は空気燃料混合物に対する水噴射等により調整できる。曲線１３２からわかる通り、累積熱放散は非常に急速になされ均質混合物と低NOX放出の効果的燃焼をもたらす。
【００５８】
TpとDpが定数Dmである一瞬を推定すれば、Di／Dpは自動点火タイミングTiを変更して変更できる。図１３の曲線１８０，１８２，１８４及び１８６から判断できるように、混合時間のDi変化の効果はDi変化及び／又はDp変化の結果として得られるDp／Diに依存する。Dmは低Dp／Di率においてのDi変化に高Dp／Di率におけるよりもより鋭敏に反応する（曲線１８０と曲線１８６を比較）。これら曲線はより長い混合時間が過度に遅れたTiを有しない十分に大きいDmの製造を0.5以下、好ましくは0.2以下のDp／Di率維持に好都合である低Dp／Di率でより容易に達成される事を証明する。 図１３を作成するのに使用したデータを表４として再現する。
【００５９】
【表４】
0004122162.tif 000005
【００６０】
エンジン操作特性の特別セットのためDmを最適化するためにTiを変更する方法ではそれに影響を及ぼす要因の理解が必要である。自動点火タイミングは主として下記要因に依存する。
【００６１】
エンジン圧縮比；
【００６２】
給気温度（ACT）；
【００６３】
圧縮圧（MEP）；
【００６４】
圧縮温度；
【００６５】
燃料セタン価；
【００６６】
気体燃料圧縮指数Cp／Cv；
【００６７】
空気／燃料比（ラムダ）；
【００６８】
排気ガス再循環（EGR）；
【００６９】
これら要因の内、エンジン圧縮比、燃料セタン価及びCp／CvはEGR又は水再循環無しに特別な燃料を供給する特別なエンジンにたいして一定である。更に、圧縮温度はACTに直接依存し、圧縮圧はマニホルド絶対圧MAPに直接依存する。ラムダはＡ）燃焼室に供給される気体燃料装荷量，Ｂ）燃焼室に供給される給気量，Ｃ）ACT，Ｄ）MAP及びＥ）スキップ点火操作において複数の点火シリンダのうちの使用されるシリンダ数に依存する。
【００７０】
上述したように、Di、従ってDm及びDi／Dpも注入タイミングTpを変更して変更でき、注入期間は概して出来る限り短く維持され、そのため、殊更変更されることはない。しかし、パイロット点火最適化を助長するようパイロット噴霧するためにパイロット量、注入圧等を調整するのが望ましい。TpとDi間の関係は幾つかの要因、とりわけACT及び／又はEGRで変更する。この事実は図１２の曲線１４２，１４４及び１４６から証明でき、同図は低ACTにたいするDi対Tp、中間ACT及び高ACTをそれぞれプロットする。これら曲線は、もし例えば15°c.a.のDiを得ることにより望ましいDm及びDi／Tpを得ようと望めば、Tpが約30℃の低ACTで約18°BTDであり、約50℃の中間CTで24°BTDであり、約70℃の高ACTで30°BTDCである事を図示する。
【００７１】
要約すれば、点火強度最大化は1以下、好ましくは0.5以下及びしばしば0.1と0.2の間又はそれ以下にDp／Diを維持して達成できる。Dp／DiはTp、Dp及び／又はDiを調整して変更できる。初期の警告はDp／Diの如何なる制御も点火ミスをもたらすDmとしないことである。Dp／Diの変動はしばしばDmの変動に依存する。それ故、パイトット点火強度最大化は度々全時間、全範囲でDmを最適化することと考える事ができる。Dm最適化の可能な制御計画を記述する。
【００７２】
（ii．開ループ制御）
図１４において、全時間、全範囲で点火強度を最大化するための可能なルーチンは１５０で図示する。ルーチン１５０は好ましくは図８に示した種々の感知器や制御装置を使用して同図のコントローラ５６により実行される。ルーチンは混合時期Dmを最適化してDp／Diを最適とする。概して、DmはTp，Di又は両者を最適化して最適化される。ルーチン１５０は１５２での開始からブロック１５４に進み、そこで図８の感知器からの前以て調整された数値と記録を用い種々のエンジン操作パラメータを読む。これらの操作パラメータは下記を含む：
【００７３】
電力需要の調整器調整又はその他の指示；
【００７４】
エンジン速度（Se）；
【００７５】
クランクシャフト位置（Pm）；
【００７６】
マニホルド絶対圧（MAP）；
【００７７】
給気温度（ACT）；
【００７８】
排気ガス再循環（EGR）；
【００７９】
マニホルド（QGAS）に適用される気体量；及び
【００８０】
燃料組成；
【００８１】
このデータが入った後、ルーチン１５０はブロック１５６に進み始めにラムダ，パイロット燃料レール圧，PRAIL，Tp及びDpを含むDmに影響するエンジン操作パラメータを計算する。それから、ブロック１５８で、ルーチン１５０は最大点火強度を得るために要求されるDmの数値を決定する。特別な操作条件下の最適Dmは好ましくは速度、荷重、ラムダ等を含むエンジン操作条件の全範囲のために基準化されたルックアップテーブルから得られる。一度最適Dmが決定されれば、ルーチン１５０はブロック１６０へ進み、そこでルックアップテーブルは主なエンジン操作条件下で決定したDmを得るために要求された一つ以上の操作パラメータの正確な目盛位置を決定するために作動させる。上記から明らかなように、調整されるパラメータの選択は、調整の規模同様、瞬間速度、荷重及びその他を含みラムダ最適化ルーチンのようなルーチンを同時に操作する幾つかの要因を基礎に変更する。上述したように、制御されたパラメータは概して、Tp，ラムダ，MAP，ACT及びEGRの組合せである。もしTpが一定又は他の理由でのみ制御されれば、DmはTiを制御して調整できる。Tiは初期空気温度（即ち注入／燃焼サイクルの初めの温度）を調整し、エンジンの操作サイクルの圧縮位相中燃焼室の中の空気温度の上昇率を調整して調整される。この場合初期温度はACTを修正して調整できる。空気温度上昇率は例えば排気ガス再循環（EGR），水注入，MAP及びラムダの一つ以上を調整して調整できる。
【００８２】
ルックアップテーブルは種々のエンジン操作条件下のDmについてのこれらパラメータの各々の効果に関する経験的に決定された情報を含み、コントローラ５６は点火強度を最大化するための許容範囲内にあるDmを得るために要求される特別のセッテングを選択する。その代わりに、Tpは最適Diを得るために調整でき、従って、例えば図１２の曲線Tp v. Diから編集したデータを使用して最適Dmを調整できる。
【００８３】
ルーチンはそれからブロック１６２へ進み、そこでは制御されたエンジン操作パラメータがブロック１６０で決定したDm値を得るのに必要なように調整される。結果として、気体／空気混合物は燃焼室へ入り、パイロット燃料はブロック１６４における気体と空気の前混合されたものに注入され、決定した最適Dmが得られ、望まれたDp／Diと点火強度最大化が得られる。ルーチンはそれからブロック１６６に進む。
【００８４】
（iii．閉ループ制御）
点火強度は例えば急速NOX感知器、ノック検出器、シリンダー圧感知器又はフィードバックとしての水素炎イオン化検出器から得られる正確に計られたパラメータを使用して閉ループで選択的に最大化され得る。基本的に、炎イオン化はフィードバックパラメータとして選ばれる、何故ならばサイクル−バイ−サイクルで比較的容易に監視でき、Di＝Tp−Ti及びDm＝Tp−Ti−DpなのでDiを直接測定できるからである。図１５によれば、閉ループフィードバック制御を実行するルーチン２００はブロック２０２の開始から進み、図１４の開ループ例にあるように読み取りと計算工程のブロック２０４に進む、但し炎イオン化のようなフィードバックとして使用される一つ以上の追加数値がブロック２０４で判断される事はない。それから、ブロック２０６において、計られたフィードバックパラメータの数値はDm調整が必要か否かを決定するため所定の数値と比較される。もしこの質問に対する答が混合期間調整が要求されない事を示して肯定であれば、ルーチン２００は２１２の工程に進み燃料進入、パイロット燃料注入及びDm調整無しの燃料注入サイクルを制御する。もし、一方ブロック２０６の質問への答が前のサイクルで利用された点火遅延が変更される必要がある事を示して否定であれば、ルーチン２００はブロック２１０へ進み、Dmを変更するために一つ以上のエンジン操作パラメータを変更する。前のように、変更したパラメータはTp、ACT、MAP、ラムダ又はこれらの組合せで有り得る。調整量は一定又は望ましいDmと実際のDm間の相違に普通は比例する数値に依存する。
【００８５】
ルーチン２００はそれから前のようにパイロット燃料注入、気体燃料／空気給気許可及び注入と燃焼のサイクルを開始するためにブロック２１２に進む。ルーチンはそれからブロック２１４へ進む。
【００８６】
（ｂ．パイロット点火の動力最大化を計る点火強度最大化制御）
点火強度の最大化は最適Dp／Di又は最適Di又は最適Dmのようなものに関する要因の点から記述してきた。しかし、自動点火中パイロット燃料により生じる最大瞬間パワーの点から最大点火強度を考える事も有益である。最大瞬間パワー出力は最適サイズと飛沫数と共に燃焼室でパイロット燃料の均一分布を得るための注入タイミング、注入持続期間及び／又は点火遅延を制御して得ることができる。
【００８７】
点火強度最大化のこのモデルは特殊例で判断できる。圧縮パイロット点火において、シリンダー当たり2.4リットル量、16対1の圧縮比及び2mm3のディーゼルパイロット量の場合の点火強度最大化は注入されたパイロット燃料が50ミクロンの平均直径の均一に配分された飛沫の形を取る時に生じる。もし気体／空気装荷が2.0のラムダにあると明らかにされた燃焼特性は下記表５の通りである。
【００８８】
【表５】
0004122162.tif 000006
【００８９】
上記例で、自動点火は各々がミニチュアアスパークプラグのように行動する30,000以上の飛沫の即時燃焼から起こる。生じた自動点火は燃焼室に気体燃料の非常に効果的な点火を導き70kW又は約30kW／1の瞬間パワーを作り出す。この最大点火強度は図１１の曲線１３０のピークによって表される。他の計算は200kW／1以上のピーク点火強度獲得が可能である事を示す。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の内燃機関の燃料供給システムの説明図である。
【図２】図１に示すエンジンの気流の制御システムの説明図である。
【図３】図１と図２に示すエンジンの一部の縦断正面図である。
【図４】図１〜図３に示すエンジンに用いるパイロット燃料注入アセンブリの縦断正面図である。
【図５】図４に示す燃料注入アセンブリのノズルの拡大断面図である。
【図５Ａ】図５に示す燃料注入アセンブリのノズル部分の拡大図である。
【図６】  ECIS型燃料インジェクタからのジェットスプレの放出説明図である。
【図７】放出の底部における速度対ニードルリフトのグラフである。
【図８】図１〜図３に示すエンジンのための電子制御器の説明図である。
【図９】特別なエンジン操作条件における点火遅れの変化がNOX放出に及ぼす影響の説明図である。
【図１０】種々の空気温度（ACTs）における混合期間に対する燃料浸透／分布率とスプレ蒸発率のグラフである。
【図１１】二重燃料エンジンの燃焼特性説明図である。
【図１２】種々のパイロット燃料注入タイミングにおける点火遅れに対するACT変化の影響を示すグラフである。
【図１３】種々のDp／Di比における混合時間に対する点火遅れの影響を示すグラフである。
【図１４】本発明によって点火強度を最大にするオープンループ制御のフローチャートである。
【図１５】本発明によって点火強度を最大にするクローズドループ制御のフローチャートである。
【符号の説明】
１０  エンジン
１２  シリンダ
１４  ヘッド
１６  ピストン
１８  燃焼室
２０  クランクシャフト
２２  入口弁
２４  排気弁
２６  通路
２８  通路
３０  標準カム軸
３２ 注入アセンブリ
３４  吸気マニホルド
３５  排気マニホルド
３６ マニホルド
３９  タンク
４０  インジェクタ
４１ ライン
４２  タンク
４４  ライン
４６  フィルタ
４８  ポンプ
５０  高圧レリーフ弁
５２  圧力レギュレータ
５４  リターンライン
５６  コントローラ
５８  リターンライン
５９  EGRクーラー
６０  EGR計量弁
６１  混合ベンチュリ
６２  第２ライン
６３  EGRフィルタ
６６  吸気孔
６８  弁
７０  過給器
７２  後置クーラー
７４  排気ゲート
７６  ターボパイパス弁
８０  動力需要検出器
８２  エンジン速度（RPM）検出器
８４  クランクシャフト角検出器
８６  吸気マニホルド絶対圧（MAP）検出器
８８  吸気マニホルド給気温度（ACT）検出器
９０  エンジン冷却温度検出器
９２  背圧（BSP）測定検出器
９４ 操作監視検出器
９８  EGAP検出器
１１０  曲線
１１０′曲線
１２０  曲線
１２０′曲線
１５０  ルーチン
１５２  ルーチン
１５４  ブロック
１５６  ブロック
１５８  ブロック
１６０  ブロック
１６２  ブロック
１６４  ブロック
１６６  ブロック
１８０  曲線
１８２  曲線
１８４  曲線
１８６  曲線
２００  ルーチン
２０２  ブロック
２０４ ブロック
２０６  ブロック
２１０  ブロック
２１２  ブロック
２１４  ブロック
３００  インジェクタ
３００  ピントルノズル
３０２  ターゲット
３０４  室
３０６  上面
３１０  ピントルノズル
３１２  ノズル体
３１４  ノズル針
３１６  バルブシート
３１８  穴
３１９  与圧室
３２４  円筒形通路
３２６  円錐バルブシート
３２８  針先端部
３３０  シートオリフィス
３３２  吐出通路
３３４  裁頭円錐部
３３６  底面
３４２  針シート
３５０  プラットフォーム
３５２  穴
３５４  上面
３５６ 環状領域
３６０  上面
３６２  内側周辺
３６４  最低面
３７０  曲線
３７２  曲線
Dp 注入期間
Di 点火遅延時間
Dm 混合期間
【図１】
0004122162.tif 000007
【図２】
0004122162.tif 000008
【図３】
0004122162.tif 000009
【図４】
0004122162.tif 000010
【図５】
0004122162.tif 000011
【図５Ａ】
0004122162.tif 000012
【図６】
0004122162.tif 000013
【図７】
0004122162.tif 000014
【図８】
0004122162.tif 000015
【図９】
0004122162.tif 000016
【図１０】
0004122162.tif 000017
【図１１】
0004122162.tif 000018
【図１２】
0004122162.tif 000019
【図１３】
0004122162.tif 000020
【図１４】
0004122162.tif 000021
【図１５】
0004122162.tif 000022