(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのシリンダ（１０１）と、シリンダカバー（１１２）と、ピストン（１０３）と、燃料ガス供給システムと、掃気空気システム（１１１）とを備える２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関（１００）であって、前記シリンダ（１０１）はシリンダ壁（１１５）を有し、前記シリンダカバー（１１２）は、前記シリンダ（１０１）の上部に配置され、排気弁（１０４）を有し、前記ピストン（１０３）は、下死点と上死点との間で中央軸（１１３）に沿って前記シリンダ（１０１）内に移動可能に配置され、前記掃気空気システムは、前記シリンダ（１０１）の底部に配置された掃気空気入口（１０２）を有し、前記燃料ガス供給システムは、前記シリンダ壁（１１５）内に少なくとも部分的に配置され、燃料ガスを掃気空気に混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中に前記シリンダ（１０１）内に前記燃料ガスを注入するように構成された燃料ガス弁（１０５）を備える、内燃機関において、前記機関は、前記シリンダ（１０１）内の掃気空気と燃料ガスとの前記混合物を着火させるように構成された予燃室（１１４）をさらに備え、前記予燃室（１１４）は予燃室壁を有し、前記少なくとも１つのシリンダ（１０１）は、ベース部材（１１７）と、予燃室部材（１１８）とを有し、前記予燃室部材（１１８）は、前記ベース部材（１１７）の上部に配置され、前記シリンダカバー（１１２）は、前記予燃室部材（１１８）の上部に配置され、ここにおいて、前記予燃室壁を含む前記予燃室（１１４）は、前記予燃室部材（１１８）の前記シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、前記予燃室は、前記予燃室部材の前記シリンダ壁内に形成された開口部から前記シリンダ（１０１）内に開口し、前記予燃室部材（１１８）は環形状を有し、前記中央軸（１１３）を中心に配置され、前記シリンダの前記予燃室部材（１１８）は、前記シリンダの前記ベース部材（１１７）とは異なる材料で作製されることを特徴とする、２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関。
【請求項２】
パイロット燃料供給システムをさらに備え、前記パイロット燃料供給システムは、前記予燃室内に配置されたパイロット燃料弁（１２０）を備え、前記パイロット燃料弁は、前記予燃室（１１４）内にパイロット燃料を注入するように構成される、請求項１に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【請求項３】
前記予燃室を冷却するための予燃室冷却システムをさらに備え、前記予燃室冷却システムは、前記予燃室から熱を抽出するために前記予燃室の近傍に冷却チャネルを備え、前記予燃室冷却システムは、前記冷却チャネル内で冷却流体を循環させるように構成される、請求項１または２に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【請求項４】
前記予燃室冷却システムが、前記冷却流体の流れおよび／または前記冷却流体の入口温度を制御するように構成された制御ユニットをさらに備える、請求項３に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【請求項５】
前記制御ユニットが、機関負荷、機関速度または掃気空気と燃料ガスとの前記混合物の空気−燃料当量比λに応じて前記冷却流体の流れまたは前記冷却流体の入口温度を制御するように構成される、請求項４に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【請求項６】
前記予燃室（１１４）が、第１の軸に沿って延びるチャネルを介して第１の前記開口部に連結され、ここにおいて、前記第１の軸と前記中央軸（１１３）に垂直に配置された基準面との間の角度が、０度から８０度の間、０度から６０度の間、０度から４５度の間、または０度から３０度の間である、請求項１に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【請求項７】
前記機関が、前記シリンダ壁（１１５）内に少なくとも部分的に配置された第２の予燃室（１１６）をさらに備え、前記第２の予燃室（１１６）は予燃室壁を有し、前記予燃室壁を含む前記第２の予燃室（１１６）は前記予燃室部材（１１８）の前記シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、前記第２の予燃室（１１６）は、前記予燃室部材（１１８）の前記シリンダ壁内に形成された第２の開口部から前記シリンダ内に開口する、請求項１に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関およびシリンダの予燃室部材に関する。
【背景技術】
【０００２】
２ストローク内燃機関は、コンテナ船、ばら積み貨物船、およびタンカのような船舶において推進機関として使用されている。内燃機関からの望ましくない排気ガスの低減が、ますます重要になってきている。
【０００３】
望ましくない排気ガスの量を低減するための効果的な方法は、燃料油、たとえば重質燃料油（ＨＦＯ）から燃料ガスに切り替えることである。燃料ガスは、圧縮ストロークの最後にシリンダに注入され得、ここでこれは、シリンダ内のガスが圧縮されたときに達成する高温、またはパイロット燃料の着火のいずれかによってすぐに着火され得る。しかし、圧縮ストロークの最後にシリンダ内に燃料ガスを注入するには、シリンダ内の大きな圧力に打ち勝つために注入前に燃料ガスを圧縮するための大型のガス圧縮機が必要になる。
【０００４】
しかし、大型のガス圧縮機は、製造および維持するのが高価であり、複雑である。大型圧縮機の必要性を回避するための１つの方法は、シリンダ内の圧力がかなり低い圧縮ストロークの開始時に燃料ガスを注入するように機関を構成することである。
【０００５】
国際公開第２０１３００７８６３号パンフレットは、そのような機関を開示している。燃料ガスの適切な着火を確保するために、パイロット着火予燃室がシリンダカバー内に設けられる。パイロット燃料油の一定量がパイロット着火予燃室内に注入され、次いで、パイロット着火予燃室内の温度および圧力により自己発火する。この結果、シリンダの主室内の燃料ガスを着火させるトーチが得られる。
【０００６】
しかし、シリンダカバーに予燃室を設けることは、排気弁、二重燃料機関用の液体燃料弁、および場合によっては三重燃料機関用の追加の燃料弁などの他の機関構成要素の存在によってシリンダカバー内のスペース資源が不十分であるため、問題となる。シリンダカバー内のスペースの限定は、シリンダカバー内に配置することが可能である別個の予燃室の数の限定にもなる。
【０００７】
さらに、シリンダカバー内に配置された予燃室の温度を制御し、最適化することは非常に難しく、これは、すべての構成要素が適切な冷却を受けることを確実にするように冷却システムを設計する際、複雑な形状のカバー内のその他の構成要素すべてが考慮に入れられる必要もあるためである。
【０００８】
したがって、燃料ガスを着火させる代替的な方法を提供することは、依然として問題である。
【発明の概要】
【０００９】
第１の態様によれば、本発明は、少なくとも１つのシリンダと、シリンダカバーと、ピストンと、燃料ガス供給システムと、掃気空気システムとを備える２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関であって、シリンダはシリンダ壁を有し、シリンダカバーは、シリンダの上部に配置され、排気弁を有し、ピストンは、下死点と上死点との間で中央軸に沿ってシリンダ内に移動可能に配置され、掃気空気システムは、シリンダの底部に配置された掃気空気入口を有し、燃料ガス供給システムは、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、燃料ガスを掃気空気に混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中にシリンダ内に燃料ガスを注入するように構成された燃料ガス弁を備え、機関は、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された予燃室をさらに備え、予燃室は、シリンダ壁内に形成された第１の開口部からシリンダ内に開口し、予燃室は、シリンダ内の掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される、２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関に関する。
【００１０】
その結果、シリンダ壁に予燃室を設けることにより、シリンダ内の掃気空気と燃料ガスとの混合物は、シリンダカバー内のスペースを占有することなく、効果的に着火される。
【００１１】
また、シリンダ壁に予燃室を設けることにより、シリンダカバー内に必要な構成要素を配置するためのより大きな柔軟性も得られ、さらに、これらの構成要素、たとえば排気弁も拡大され得る。さらに、シリンダ壁の周囲内にいくつかの予燃室を配置することが可能である。
【００１２】
実際の燃焼プロセスに関して、シリンダ壁内に配置された予燃室は、線形壁の近くで燃料ガスをより容易に着火させるという利点を提供する。シリンダ壁内に配置された予燃室を有することにより、結果として生じるトーチをより水平方向に向けることが可能になり、それによってトーチを掃気空気と燃料ガスとの混合物のより大きな部分と接触させることが可能になる。
【００１３】
予燃室をシリンダ壁内に配置することは、さらに、予燃室温度がシリンダカバー内の温度によって影響されず、予燃室をより効果的に、たとえば機関の負荷範囲にわたって予燃室の温度を差別化することによって冷却することを可能にすることを確実にする。
【００１４】
内燃機関は、好ましくは、１シリンダあたり少なくとも４００ｋＷのパワーを有する船舶を推進するための、ユニフロー掃気を有する大型低速ターボチャージャ付き２ストローククロスヘッド型内燃機関である。内燃機関は、内燃機関によって生成された排気ガスによって駆動され、掃気空気を圧縮するように構成されたターボチャージャを備えることができる。内燃機関は、燃料ガスで作動するときのオットーサイクルモードと、代替の燃料、たとえば重質燃料油または船舶ディーゼル油で作動するときのディーゼルサイクルモードとを有する二重燃料機関であり得る。そのような二重燃料機関は、代替の燃料を注入するためのそれ自体の専用の燃料供給システムを有する。
【００１５】
内燃機関は、好ましくは、複数のシリンダ、たとえば４から１４の間のシリンダを備える。内燃機関は、複数のシリンダのシリンダごとに、シリンダカバーと、排気弁と、ピストンと、燃料ガス弁と、掃気空気入口とをさらに備える。
【００１６】
燃料ガス供給システムは、好ましくは、音速状態下で、すなわち音の速度に等しい速度、すなわち等速で、１つまたは複数の燃料ガス弁を介して燃料ガスを注入するように構成される。音速状態は、ノズルのど（断面の最小領域）上の圧力降下比が約２を上回るときに達成され得る。
【００１７】
いくつかの実施形態では、１つまたは複数の燃料弁は、圧縮ストローク中、下死点から０度から１６０度内で、下死点から０度から１３０度内で、または下死点から０度から９０度内でシリンダに燃料ガスを注入するように構成される。
【００１８】
１つまたは複数の燃料ガス弁は、上死点と下死点との間のシリンダ壁内、好ましくは掃気空気入口の上方の位置内に少なくとも部分的に配置される。１つまたは複数の燃料ガス弁は、シリンダに燃料ガスを注入するためにシリンダ壁内に配置されたノズルを備えることができる。（ノズル以外の）燃料ガス弁の他の部分は、シリンダ壁の外側に配置され得る。
【００１９】
燃料ガスの例は、液化天然ガス（ＬＮＧ）、メタン、エタン、アンモニア、および液化石油ガス（ＬＰＧ）である。
【００２０】
いくつかの実施形態では、機関は、パイロット燃料供給システムをさらに備え、パイロット燃料供給システムは、予燃室内に配置されたパイロット燃料弁を備え、パイロット燃料弁は、予燃室にパイロット燃料を注入するように構成される。
【００２１】
予燃室は、パイロット燃料が、予燃室内の温度および圧力によって自己発火するように構成され得る。あるいは、予燃室内のパイロット燃料は、スパークプラグまたはレーザ着火装置を備える手段によって着火され得る。パイロット燃料は、重質燃料油または船舶ディーゼル油であってもよく、またはシリンダ内の燃料ガスと掃気空気との混合物をその量だけで着火させることができるように正確に測量された、適切な着火性を有する任意の他の燃料であってもよい。そのようなパイロット燃料供給システムは、構成要素のサイズが大きいことにより本目的に適切でないことがある、代替の燃料のための専用燃料供給システムに比べて、サイズ的にはるかに小さく、パイロット燃料の量を正確に注入するのにより適切であり得る。パイロット燃料供給システムは、上死点近くの主噴射の最適な着火に適したクランク角度でパイロット油の一定量を注入するように構成され得る。パイロット燃料着火は、パイロット油注入の後すぐに続き、主噴射の着火は、パイロット油着火の後すぐに続く。
【００２２】
いくつかの実施形態では、少なくとも１つのシリンダは、ベース部材と予燃室部材とを有し、予燃室部材は、ベース部材の上部に配置され、シリンダカバーは、予燃室部材の上部に配置され、予燃室は、予燃室部材のシリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、予燃室は、予燃室部材のシリンダ壁内に形成された開口部からシリンダ内に開口する。
【００２３】
これにより、予燃室部材を、たとえば適切な材料を選択することによって予燃室内の高温および高圧を取り扱うように特異的に設計することが可能になる。これは、さらに、予燃室に対して保全作業を実行することをより容易にする。予燃室部材は、ベース部材とシリンダカバーとの間の、いずれかに向かうガスケット配置を有した、または有さないインサートであってもよい。これは、シリンダカバーが設置される前にベース部材に事前組み付けされ得る。
【００２４】
いくつかの実施形態では、シリンダの予燃室部材は、シリンダのベース部材とは異なる材料で作製される。
【００２５】
シリンダのベース部材は、鋳鉄から作製されてもよく、予燃室部材は、鋼から作製されてもよい。
【００２６】
いくつかの実施形態では、機関は、予燃室を冷却するための予燃室冷却システムをさらに備え、予燃室冷却システムは、予燃室から熱を抽出するために予燃室の近傍に冷却チャネルを備え、予燃室冷却システムは、冷却チャネル内で冷却流体を循環させるように構成される。
【００２７】
予燃室をシリンダ壁内に配置することにより、予燃室冷却システムのためのスペースがより多く提供される。これは、予燃室の温度をより正確に、また、排気弁閉鎖タイミング、機関速度、機関負荷などの他の機関パラメータの影響をより小さくして制御することを可能にすることができる。予燃室の温度をより正確に制御することにより、パイロット燃料の量を低減することが可能になり、および／または燃料ガスなどの代替のパイロット燃料を使用することをより適切にすることができ、その結果、望ましくない排気ガスの放出が少なくなる。
【００２８】
いくつかの実施形態では、パイロット燃料は燃料ガスである。
【００２９】
いくつかの実施形態では、パイロット燃料および主燃料は、同じタイプの燃料ガスである。
【００３０】
いくつかの実施形態では、予燃室冷却システムは、冷却流体の流れおよび／または冷却流体の入口温度を制御するように構成された制御ユニットをさらに備える。
【００３１】
いくつかの実施形態では、制御ユニットは、機関負荷、機関速度および／または掃気空気と燃料ガスとの混合物の空気−燃料当量比λに応じて冷却流体の流れおよび／または冷却流体の入口温度を制御するように構成される。
【００３２】
いくつかの実施形態では、予燃室は、第１の軸に沿って延びるチャネルを介して第１の開口部に連結され、ここにおいて、第１の軸と、中央軸に垂直に配置された基準面との間の角度は、０度から８５度の間、０から８０度の間、０度から６０度の間、０度から４５度の間、または０度から３０度の間である。
【００３３】
その結果、予燃室からシリンダ内に延びるトーチは、掃気空気と燃料ガスとの混合物の大部分に直接接触することができる。
【００３４】
いくつかの実施形態では、機関は、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された第２の予燃室をさらに備え、第２の予燃室は、シリンダ壁内に形成された第２の開口部からシリンダ内に開口する。
【００３５】
第２の予燃室は、上記で説明された予燃室と同一であってもよく、たとえば、第２の予燃室には、パイロット燃料弁が設けられてもよく、予燃室冷却システムなどが設けられてもよい。
【００３６】
第２の予燃室は、第１の予燃室の反対側に配置され得る。
【００３７】
機関には、より多くの予燃室、たとえば１シリンダあたり少なくとも３つまたは４つの予燃室が設けられてもよい。
【００３８】
第２の態様によれば、本発明は、第１の態様に関連して開示されたようなクロスヘッド型内燃機関用のシリンダのための予燃室部材であって、予燃室部材は、シリンダ壁を有し、予燃室部材は、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された予燃室をさらに備え、予燃室は、シリンダ壁内に形成された第１の開口部から予燃室部材内に開口し、予燃室は、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される、予燃室部材に関する。
【００３９】
本発明のさまざまな態様は、上記で説明されたような２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関および予燃室部材を含む、さまざまな方法で実施されることが可能であり、以下では、そのそれぞれは、上記で説明された態様の少なくとも１つに関連して説明される利益および利点の１つまたは複数を生み出し、それぞれは、上記で説明されたおよび／または従属請求項において開示された態様の少なくとも１つに関連して説明される好ましい実施形態に対応する１つまたは複数の好ましい実施形態を有する。さらに、本明細書において説明される態様の１つに関連して説明される実施形態が、他の態様にも等しく適用され得ることが理解されよう。
【００４０】
２つの軸間、２つの平面間、または軸と平面との間には常に２つの角度、すなわち小さい角度Ｖ１および大きい角度Ｖ２が存在することになり、ここではＶ２＝１８０度−Ｖ１である。この開示では、明記されるのは、常に小さい角度Ｖ１である。
【００４１】
本発明の上記および／または追加の目的、特徴、および利点は、付属の図を参照して、本発明の実施形態の以下の例示的であり、非限定的な詳細な説明によってさらに解明される。
【図面の簡単な説明】
【００４２】
【図１】本発明の実施形態による、２ストローク内燃機関の概略断面図。
【図２】本発明の実施形態による、ユニフロー掃気を有する２ストローククロスヘッド型内燃機関の一部の概略断面図。
【図３】本発明の実施形態による、ユニフロー掃気を有する２ストローククロスヘッド型内燃機関の一部の概略断面図。
【図４】本発明の実施形態による、予燃室の概略図。
【図５】本発明の実施形態による、２ストローク内燃機関の概略断面図。
【発明を実施するための形態】
【００４３】
以下の説明では、本発明がどのようにして実施され得るかを例証として示す添付の図に参照がなされる。
【００４４】
図１は、本発明の実施形態による、船舶を推進するための、ユニフロー掃気を有する大型の低速ターボチャージャ付き２ストローククロスヘッド型内燃機関１００の断面図を概略的に示す。機関１００は、掃気空気システム１１１と、排気ガスレシーバ１０８と、燃料ガス供給システムと、ターボチャージャ１０９とを備える。機関は、複数のシリンダ１０１（断面図では単一のシリンダしか示されていない）を有する。各シリンダ１０１は、シリンダ壁１１５を有し、シリンダ１０１の底部に配置された掃気空気入口１０２を備える。機関は、シリンダごとに、シリンダカバー１１２と、ピストン１０３とをさらに備える。シリンダカバー１１２は、シリンダ１０１の上部に配置され、排気弁１０４を有する。ピストン１０３は、下死点と上死点との間で中央軸１１３に沿ってシリンダ内に移動可能に配置される。燃料ガス供給システムは、１つまたは複数の燃料ガス弁１０５（概略的にのみ示される）を備え、この燃料ガス弁は、燃料ガスを掃気空気と混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中にシリンダ１０１内に燃料ガスを注入するように構成される。燃料ガス弁１０５は、シリンダカバー１１２と掃気空気入口１０２との間のシリンダ壁内に少なくとも部分的に配置される。機関は、シリンダ壁１１５内に少なくとも部分的に配置された予燃室１１４をさらに備え、予燃室１１４は、シリンダ壁内に形成された第１の開口部からシリンダ内に開口し、予燃室は、シリンダ１０１内の掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される。掃気空気入口１０２は、掃気空気システムに流体的に連結される。ピストン１０３は、その最低位置（下死点）で示される。ピストン１０３は、クランクシャフト（図示せず）に連結されたピストン棒を有する。燃料ガス弁１０５は、燃料ガスを掃気空気と混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中にシリンダ内に燃料ガスを注入するように構成される。燃料ガス弁１０５は、圧縮ストロークの開始において、下死点から０度から１３０度内で、すなわちクランクシャフトが下死点にあるその配向から０度から１３０度の間で回転したときに、シリンダ１０１内に燃料ガスを注入するように構成される。好ましくは、燃料ガス弁１０５は、燃料ガスが排気弁１０４および掃気空気入口１０２を通って退出することを防止するために、クランクシャフト軸が下死点から数度回転し、それによってピストンが掃気空気入口１０２を通り過ぎた後に燃料ガスの注入を開始するように構成される。掃気空気システム１１１は、掃気空気レシーバ１１０と、空気冷却器１０６とを備える。
【００４５】
機関１００は、好ましくは、燃料ガスで作動するときのオットーサイクルモードと、代替の燃料、たとえば重質燃料油または船舶ディーゼル油で作動するときのディーゼルサイクルモードとを有する二重燃料機関である。そのような二重燃料機関は、代替の燃料を注入するためのそれ自体の専用の代替の燃料供給システムを有する。したがって、任意選択により、機関１００は、代替の燃料供給システムの一部を形成する、シリンダカバー１１２内に配置された１つまたは複数の燃料注入装置１１６をさらに備える。機関１００が代替の燃料で作動するとき、燃料注入装置１１６は、高圧下で圧縮ストロークの最後において、代替の燃料、たとえば重質燃料油を注入するように構成される。
【００４６】
図２は、本発明の実施形態による、ユニフロー掃気を有する２ストローククロスヘッド型内燃機関の一部の概略断面図を示す。シリンダ１０１、シリンダカバー１１２、ピストン１０３、および排気弁１０４が示される。ピストン１０３は、上死点内に位置決めされる。シリンダ１０１は、第１の予燃室１１４および第２の予燃室１１６が設けられたシリンダ壁１１５を有する。第１および第２の予燃室１１４、１１６は、シリンダ壁１１５内に形成された開口部からシリンダ１０１内に開口し、予燃室１１４、１１６は、シリンダ内の掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される。機関は、好ましくは、第１の予燃室１１４内に配置された第１のパイロット燃料弁と、第２の予燃室１１６内に配置された第２のパイロット燃料弁とを備えるパイロット燃料供給システムをさらに備え、第１および第２のパイロット燃料弁は、予燃室内にパイロット燃料を注入するように構成される。パイロット燃料供給システムは、第１および第２のパイロット燃料弁を介して圧縮ストロークの最後にパイロットの一定量を注入するように構成され得る。パイロット燃料は、予燃室内の温度および圧力により、注入された直後に着火され得る。これは、シリンダ１０１内の掃気空気と燃料ガスとの混合物の着火タイミングの正確な制御を提供することができる。
【００４７】
図３は、本発明の実施形態による、ユニフロー掃気を有する２ストローククロスヘッド型内燃機関の一部の概略断面図を示す。この部分は、図２に示される部分に対応するが、シリンダ１０１がベース部材１１７と、予燃室部材１１８とを有し、予燃室部材１１８がベース部材１１７の上部に配置され、シリンダカバー１１２が予燃室部材１１８の上部に配置されることが異なる。第１および第２の予燃室１１４、１１６は、予燃室部材１１８のシリンダ壁内に配置される。これにより、予燃室部材を、たとえば適切な材料を選択することによって予燃室内の高温および高圧を取り扱うように特異的に設計することが可能になる。
【００４８】
図４は、本発明の実施形態による、予燃室１１４の概略図である。予燃室１１４は、第１の開口部１２３および第２の開口部１２４からシリンダ内に開口するように構成される。予燃室は、着火要素１１９と、パイロット燃料ガス１２１を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中に予燃室内にパイロット燃料ガスを注入するように構成されたパイロット燃料弁１２０とを備える。着火要素１１９は、予燃室内のパイロット燃料ガスを着火させるように構成され、その結果、シリンダ内の燃料ガスを着火させるためのトーチ１２２が得られる。
【００４９】
図５は、本発明の実施形態による、船舶を推進するための、ユニフロー掃気を有する大型の低速ターボチャージャ付き２ストローククロスヘッド型内燃機関の断面図を示す。機関は、燃料ガスで作動するときのオットーサイクルモードと、代替の燃料、たとえば重質燃料油または船舶ディーゼル油で作動するときのディーゼルサイクルモードとを有する二重燃料機関である。各シリンダは、シリンダ壁を有し、シリンダの底部（図示せず）に配置された掃気空気入口を備える。機関は、シリンダごとに、シリンダカバー１１２と、ピストン１０３とをさらに備える。シリンダカバー１１２は、シリンダの上部に配置され、排気弁１０４を有する。ピストン１０３は、下死点と上死点との間で中央軸に沿ってシリンダ内に移動可能に配置される。この図では、ピストン１０３は、上死点に配置される。燃料ガス供給システムは、１つまたは複数の燃料ガス弁（図示せず）を備え、この燃料ガス弁は、（機関がガスモードにあるとき）、燃料ガスを掃気空気と混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中にシリンダ内に燃料ガスを注入するように構成される。燃料ガス弁は、シリンダカバー１１２と掃気空気入口との間のシリンダ壁内に少なくとも部分的に配置される。機関は、２つのパイロット予燃室ユニット１３１をさらに備え、各パイロット予燃室ユニット１３１は、予燃室１１４と、パイロット燃料弁ハウジング１３０と、パイロット燃料弁ハウジング１３０内に配置されたパイロット燃料弁１３２とを備える。シリンダは、ベース部材１１７と、予燃室部材１１８とを有し、予燃室部材１１８は、ベース部材１１７の上部に配置され、シリンダカバー１１２は、予燃室部材１１８の上部に配置される。予燃室１１４は、予燃室部材１１８のシリンダ壁内に配置される。予燃室１１４は、予燃室部材１１８のシリンダ壁内に形成された開口部からシリンダ内に開口する。掃気空気入口は、掃気空気システムに流体的に連結される。ピストン１０３は、ピストン棒、クロスヘッド、および連結棒を介して、クランクシャフト（図示せず）に連結される。パイロット燃料弁１３２は、（機関がガスモードにあるとき）予燃室１１４内に少量のパイロット燃料を注入するように構成される。予燃室１１４は、パイロット燃料が予燃室１１４内の温度および圧力によって自己発火するように構成される。パイロット燃料油は、重質燃料油、船舶ディーゼル油、または適切な自己発火性を有する任意の他の燃料であってもよい。
【００５０】
機関は、代替の燃料供給システムの一部を形成する、シリンダカバー１１２内に配置された１つまたは複数の燃料注入装置１１６をさらに備える。機関１００が代替の燃料で作動するとき、燃料注入装置１１６は、高圧下で圧縮ストロークの最後に代替の燃料、たとえば重質燃料油を注入するように構成される。
【００５１】
予燃室１１４をシリンダ壁内に配置することにより、シリンダカバー１１２内の占有されるスペースは小さくなる。これにより、排気弁１０４のサイズ上および代替の燃料注入装置１１６の数／サイズ上の制限が小さくなる。さらに、シリンダに予燃室部材１１８を設けることにより、予燃室部材１１８は、シリンダのベース部材１１７と比べてより強い材料から作製され得、それによってシリンダは、着火によって作り出された力を取り扱うためのストロングバックなどの外部支持体をそれほど必要としなくてよく、または全く必要としなくてもよい。さらに、予燃室部材１１８により、二重燃料、およびさらには三重燃料の機関用の燃料注入装置１１６ならびにいくつかの別個の予燃室１１４（たとえば３つまたは４つ）を予燃室部材１１８のシリンダ壁の周囲内に配置することが可能になる。
【００５２】
さらに、シリンダ壁内に配置された予燃室を有することにより、パイロット燃料弁ハウジング１３０の少なくとも一部およびパイロット燃料弁１３２は、他の機関部分の外側に配置され得、それによってその冷却ニーズは低くなり得る。最後に、予燃室１１４をシリンダ壁内に配置することにより、より多くのスペースが、図に示される冷却チャネル１３５などの冷却要素のために提供される。
【００５３】
いくつかの実施形態が詳細に説明され示されてきたが、本発明はこれらに制限されず、以下の特許請求の範囲において定義される主題の範囲内で他の方法で具現化されてもよい。特に、本発明の範囲から逸脱することなく、他の実施形態が利用されてもよく、構造的および機能的改変がなされてもよいことを理解されたい。
【００５４】
いくつかの手段を挙げる装置クレームでは、これらの手段のいくつかは、ハードウェアの１つおよび同じ項目によって具現化され得る。特定の対策が相互に異なる従属請求項に記載されるか、または異なる実施形態において説明されるという事実だけで、これらの対策の組合せが有利に使用され得ないことを示すものではない。
【００５５】
本明細書に使用される場合の「備える／備えている」という用語は、述べられる特徴、整数、ステップまたは構成要素の存在を明記するように捉えられるが、１つまたは複数のその他の特徴、整数、ステップ、構成要素またはグループの存在または付加を排除するものではないことが、強調されなければならない。
実施形態
１．少なくとも１つのシリンダと、シリンダカバーと、ピストンと、燃料ガス供給システムと、掃気空気システムとを備える２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関であって、シリンダはシリンダ壁を有し、シリンダカバーは、シリンダの上部に配置され、排気弁を有し、ピストンは、下死点と上死点との間で中央軸に沿ってシリンダ内に移動可能に配置され、掃気空気システムは、シリンダの底部に配置された掃気空気入口を有し、燃料ガス供給システムは、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、燃料ガスを掃気空気に混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中にシリンダ内に燃料ガスを注入するように構成された燃料ガス弁を備え、機関は、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された予燃室をさらに備え、予燃室は、シリンダ壁内に形成された第１の開口部からシリンダ内に開口し、予燃室は、シリンダ内の掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される、２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関。
２．パイロット燃料供給システムをさらに備え、パイロット燃料供給システムは、予燃室内に配置されたパイロット燃料弁を備え、パイロット燃料弁は、パイロット燃料を予燃室に注入するように構成される、実施形態１による２ストローククロスヘッド型内燃機関。３．少なくとも１つのシリンダが、ベース部材と予燃室部材とを有し、予燃室部材は、ベース部材の上部に配置され、シリンダカバーは、予燃室部材の上部に配置され、予燃室は、予燃室部材のシリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、予燃室は、予燃室部材のシリンダ壁内に形成された開口部からシリンダ内に開口する、実施形態１または２による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
４．シリンダの予燃室部材が、シリンダのベース部材とは異なる材料で作製される、実施形態３による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
５．予燃室を冷却するための予燃室冷却システムをさらに備え、予燃室冷却システムは、予燃室から熱を抽出するために予燃室の近傍に冷却チャネルを備え、予燃室冷却システムは、冷却チャネル内で冷却流体を循環させるように構成される、実施形態１から４のいずれか一項による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
６．予燃室冷却システムが、冷却流体の流れおよび／または冷却流体の入口温度を制御するように構成された制御ユニットをさらに備える、実施形態５による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
７．制御ユニットが、機関負荷、機関速度および／または掃気空気と燃料ガスとの混合物の空気−燃料当量比λに応じて冷却流体の流れおよび／または冷却流体の入口温度を制御するように構成される、実施形態６による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
８．予燃室が、第１の軸に沿って延びるチャネルを介して第１の開口部に連結され、ここにおいて、第１の軸と中央軸に垂直に配置された基準面との間の角度が、０度から８０度の間、０度から６０度の間、０度から４５度の間、または０度から３０度の間である、実施形態１から７のいずれか一項による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
９．機関が、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された第２の予燃室をさらに備え、第２の予燃室は、シリンダ壁内に形成された第２の開口部からシリンダ内に開口する、実施形態１から９のいずれか一項による２ストローククロスヘッド型内燃機関。
１０．実施形態１から９のいずれか一項によるクロスヘッド型内燃機関用のシリンダのための予燃室部材であって、予燃室部材は、シリンダ壁を有し、予燃室部材は、シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置された予燃室をさらに備え、予燃室は、シリンダ壁内に形成された第１の開口部から予燃室部材内に開口し、予燃室は、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させるように構成される、予燃室部材。
以下に、本願出願の当初の特許請求の範囲に記載された発明を付記する。
［１］  少なくとも１つのシリンダ（１０１）と、シリンダカバー（１１２）と、ピストン（１０３）と、燃料ガス供給システムと、掃気空気システム（１１１）とを備える２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関（１００）であって、前記シリンダ（１０１）はシリンダ壁（１１５）を有し、前記シリンダカバー（１１２）は、前記シリンダ（１０１）の上部に配置され、排気弁（１０４）を有し、前記ピストン（１０３）は、下死点と上死点との間で中央軸（１１３）に沿って前記シリンダ（１０１）内に移動可能に配置され、前記掃気空気システムは、前記シリンダ（１０１）の底部に配置された掃気空気入口（１０２）を有し、前記燃料ガス供給システムは、前記シリンダ壁（１１５）内に少なくとも部分的に配置され、燃料ガスを掃気空気に混合することができ、掃気空気と燃料ガスとの混合物を着火させる前に圧縮することを可能にする圧縮ストローク中に前記シリンダ（１０１）内に前記燃料ガスを注入するように構成された燃料ガス弁（１０５）を備える、内燃機関において、前記機関は、前記シリンダ（１０１）内の掃気空気と燃料ガスとの前記混合物を着火させるように構成された予燃室（１１４）をさらに備え、前記少なくとも１つのシリンダ（１０１）は、ベース部材（１１７）と、予燃室部材（１１８）とを有し、前記予燃室部材（１１８）は、前記ベース部材（１１７）の上部に配置され、前記シリンダカバー（１１２）は、前記予燃室部材（１１８）の上部に配置され、ここにおいて、前記予燃室（１１４）は、前記予燃室部材（１１８）の前記シリンダ壁内に少なくとも部分的に配置され、前記予燃室は、前記予燃室部材の前記シリンダ壁内に形成された開口部から前記シリンダ（１０１）内に開口することを特徴とする、２ストロークユニフロー掃気式クロスヘッド型内燃機関。
［２］  パイロット燃料供給システムをさらに備え、前記パイロット燃料供給システムは、前記予燃室内に配置されたパイロット燃料弁（１２０）を備え、前記パイロット燃料弁は、前記予燃室（１１４）内にパイロット燃料を注入するように構成される、［１］に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［３］  前記シリンダの前記予燃室部材（１１８）が、前記シリンダの前記ベース部材（１１７）とは異なる材料で作製される、［１］に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［４］  前記予燃室を冷却するための予燃室冷却システムをさらに備え、前記予燃室冷却システムは、前記予燃室から熱を抽出するために前記予燃室の近傍に冷却チャネルを備え、前記予燃室冷却システムは、前記冷却チャネル内で冷却流体を循環させるように構成される、［１］から［３］のいずれか一項に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［５］  前記予燃室冷却システムが、前記冷却流体の流れおよび／または前記冷却流体の入口温度を制御するように構成された制御ユニットをさらに備える、［４］に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［６］  前記制御ユニットが、機関負荷、機関速度および／または掃気空気と燃料ガスとの前記混合物の空気−燃料当量比λに応じて前記冷却流体の流れおよび／または前記冷却流体の入口温度を制御するように構成される、［５］に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［７］  前記予燃室（１１４）が、第１の軸に沿って延びるチャネルを介して第１の前記開口部に連結され、ここにおいて、前記第１の軸と前記中央軸（１１３）に垂直に配置された基準面との間の角度が、０度から８０度の間、０度から６０度の間、０度から４５度の間、または０度から３０度の間である、［１］から［６］のいずれか一項に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
［８］  前記機関が、前記シリンダ壁（１１５）内に少なくとも部分的に配置された第２の予燃室（１１６）をさらに備え、前記第２の予燃室（１１６）は、前記シリンダ壁（１１５）内に形成された第２の開口部から前記シリンダ内に開口する、［１］から［７］のいずれか一項に記載の２ストローククロスヘッド型内燃機関。
【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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