(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段を備えた内燃機関の制御装置において、
前記燃焼室内の圧縮端温度を推定する圧縮端温度推定手段と、
前記圧縮端温度の目標値である目標圧縮端温度を、前記機関の運転状態に応じて設定する目標圧縮端温度設定手段と、
前記燃料噴射手段による主噴射と、該主噴射の前に第１パイロット噴射と、該第１パイロット噴射の前に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射とを実行する燃料噴射制御手段とを備え、
前記燃料噴射制御手段は、
前記機関の要求トルク及び回転数に応じて前記第１パイロット噴射における燃料噴射量を算出し、
推定される圧縮端温度が前記目標圧縮端温度と一致するように、前記第２パイロット噴射における燃料噴射量を算出することを特徴する内燃機関の制御装置。
【請求項２】
燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段を備えた内燃機関の制御装置において、
前記燃焼室内の圧縮端温度を推定する圧縮端温度推定手段と、
前記圧縮端温度の目標値である目標圧縮端温度を、前記機関の運転状態に応じて設定する目標圧縮端温度設定手段と、
前記燃料噴射手段による主噴射と、該主噴射の前に第１パイロット噴射と、該第１パイロット噴射の前に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射とを実行する燃料噴射制御手段とを備え、
前記燃料噴射制御手段は、
前記機関の要求トルク及び回転数に応じて全パイロット燃料噴射量を算出し、
推定される圧縮端温度が前記目標圧縮端温度と一致するように、前記第２パイロット噴射における燃料噴射量を算出し、
前記全パイロット燃料噴射量から前記第２パイロット噴射における燃料噴射量を減算することにより、前記第１パイロット噴射における燃料噴射量を算出することを特徴とする内燃機関の制御装置。
【請求項３】
前記燃焼室内の圧力を検出する筒内圧検出手段をさらに備え、
前記圧縮端温度推定手段は、前記筒内圧検出手段により検出される圧力に応じて前記圧縮端温度の推定を行う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制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、圧縮着火を行う内燃機関の制御装置に関し、特に燃料の主噴射の前に実行されるパイロット噴射における燃料噴射量を、気筒内の着火前の混合気の温度に応じて制御するものに関する。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１には、圧縮上死点における気筒内の混合気の温度である圧縮端温度を推定し、推定した圧縮端温度が高くなったときは、パイロット噴射量を増加させるようにした内燃機関の制御装置が示されている。この制御は、機関の高負荷運転時にパイロット噴射量を増加させることにより、燃焼騒音を抑制することを目的として行われるものである。
【０００３】
【特許文献１】特許第３５７２４３５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
圧縮着火を行う内燃機関の低温時（冷間始動直後）あるいは始動直後の低負荷運転状態における燃料の着火性は、圧縮端温度に依存しており、上記従来の装置における高負荷運転状態に適した制御をそのまま適用すると、燃料の着火性を悪化させる可能性がある。
【０００５】
本発明はこの点に着目してなされたものであり、パイロット噴射における燃料噴射量を適切に制御し、特に機関の低温時あるいは低負荷運転時において安定した着火性を得ることができる内燃機関の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、燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段（６）を備えた内燃機関（１）の制御装置において、前記燃焼室内の圧縮端温度（ＴＣＭＰ）を推定する圧縮端温度推定手段と、前記圧縮端温度の目標値である目標圧縮端温度（ＴＣＭＰＣＭＤ）を、前記機関の運転状態に応じて設定する目標圧縮端温度設定手段と、前記燃料噴射手段による主噴射（ＩＮＪＭ）と、該主噴射の前に第１パイロット噴射（ＩＮＪＰ１）と、該第１パイロット噴射の前に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射（ＩＮＪＰ２）とを実行する燃料噴射制御手段とを備え、前記燃料噴射制御手段は、前記機関の要求トルク（ＴＲＱ）及び回転数（ＮＥ）に応じて前記第１パイロット噴射における燃料噴射量（ＱＩＰ１）を算出し、推定される圧縮端温度（ＴＣＭＰＥ）が前記目標圧縮端温度（ＴＣＭＰＣＭＤ）と一致するように、前記第２パイロット噴射における燃料噴射量（ＱＩＰ２）を算出することを特徴する。
【０００７】
請求項２に記載の発明は、燃焼室内に燃料を噴射する燃料噴射手段（６）を備えた内燃機関（１）の制御装置において、前記燃焼室内の圧縮端温度（ＴＣＭＰ）を推定する圧縮端温度推定手段と、前記圧縮端温度の目標値である目標圧縮端温度（ＴＣＭＰＣＭＤ）を、前記機関の運転状態に応じて設定する目標圧縮端温度設定手段と、前記燃料噴射手段による主噴射（ＩＮＪＭ）と、該主噴射の前に第１パイロット噴射（ＩＮＪＰ１）と、該第１パイロット噴射の前に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射（ＩＮＪＰ２）とを実行する燃料噴射制御手段とを備え、前記燃料噴射制御手段は、前記機関の要求トルク（ＴＲＱ）及び回転数（ＮＥ）に応じて全パイロット燃料噴射量（ＱＩＴＰ）を算出し、推定される圧縮端温度（ＴＣＭＰＥ）が前記目標圧縮端温度（ＴＣＭＰＣＭＤ）と一致するように、前記第２パイロット噴射における燃料噴射量（ＱＩＰ２）を算出し、前記全パイロット燃料噴射量（ＱＩＴＰ）から前記第２パイロット噴射における燃料噴射量（ＱＩＰ２）を減算することにより、前記第１パイロット噴射における燃料噴射量（ＱＩＰ１）を算出す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制御装置において、前記燃焼室内の圧力（ＰＣＹＬ）を検出する筒内圧センサ（２）をさらに備え、前記圧縮端温度推定手段は、請求項１または２に記載の内燃機関の制御装置において、前記筒内圧センサにより検出される圧力（ＰＣＹＬ）に応じて前記圧縮端温度（ＴＣＭＰ）の推定を行うことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
請求項１に記載の発明によれば、機関の要求トルク及び回転数に応じて第１パイロット噴射における燃料噴射量が算出され、推定される圧縮端温度が、機関運転状態に応じて設定される目標圧縮端温度と一致するように、第２パイロット噴射における燃料噴射量が算出される。圧縮端温度は、特に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射における燃料噴射量を増加するほど高くなる傾向があり、推定される圧縮端温度が目標圧縮端温度と一致するように第２パイロット噴射量を制御することにより、適正な圧縮端温度を確保し、機関の低温時や低負荷運転時に安定した着火性を得ることができる。
【００１０】
請求項２に記載の発明によれば、機関の要求トルク及び回転数に応じて全パイロット燃料噴射量が算出され、推定される圧縮端温度が、機関運転状態に応じて設定される目標圧縮端温度と一致するように、第２パイロット噴射における燃料噴射量が算出され、全パイロット燃料噴射量から第２パイロット噴射における燃料噴射量を減算することにより、第１パイロット噴射における燃料噴射量が算出される。圧縮端温度は、特に最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射における燃料噴射量に依存して変化する傾向があり、推定される圧縮端温度に応じて第２パイロット噴射量を制御することにより、適正な圧縮端温度を確保し、機関の低温時や低負荷運転時に安定した着火性を得ることができる。
【００１１】
請求項３に記載の発明によれば、筒内圧センサにより検出される圧力に応じて圧縮端温度の推定が行われるので、例えば吸気温度に応じて推定する手法に比べてより正確な推定を行うことができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
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及び図２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。以下両図を合わせて参照して説明する。４気筒を有する内燃機関（以下単に「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６が設けられている。燃料噴射弁６は、電子制御ユニット（以下「ＥＣＵ」という）４に電気的に接続されており、燃料噴射弁６の開弁時間及び開弁時期は、ＥＣＵ４により制御される。
【００１３】
エンジン１は、吸気管２２、排気管２４、及び過給機２８を備えている。過給機２８は、排気の運動エネルギにより駆動されるタービン３０と、タービン３０により回転駆動され、吸気の圧縮を行うコンプレッサ２９とを備えている。
【００１４】
タービン３０は、複数の可変ベーン（図示せず）を備えており、可変ベーンの開度を変化させることにより、タービン回転数（回転速度）を変更できるように構成されている。タービン３０のベーン開度は、ＥＣＵ４により電磁的に制御される。
【００１５】
吸気管２２内の、コンプレッサ２９の下流には加圧された空気を冷却するためのインタークーラ２５が設けられている。
排気管２４のタービン３０の上流側と、吸気管２２との間には、排気を吸気管２２に還流する排気還流通路２６が設けられている。排気還流通路２６には、排気還流量を制御するための排気還流制御弁（以下「ＥＧＲ弁」という）２７が設けられている。ＥＧＲ弁２７は、ソレノイドを有する電磁弁であり、その弁開度はＥＣＵ４により制御される。
【００１６】
吸気管２２のタービン２９の上流側には吸入空気流量ＧＡを検出する吸入空気流量センサ３１が設けられ、インタークーラ２５の下流側には吸気温ＴＩＮを検出する吸気温センサ３２が設けられている。また排気管２４のタービン３０の上流側には排気圧ＰＥＸを検出する排気圧センサ３３及び排気温度ＴＥＸを検出する排気温センサ３４が設けられている。これらのセンサの検出信号は、ＥＣＵ４に供給される。
【００１７】
エンジン１の各気筒には、筒内圧（燃焼室内の圧力）を検出する筒内圧センサ２が設けられている。本実施形態では、筒内圧センサ２は、各気筒に設けられるグロープラグと一体に構成されている。筒内圧センサ２の検出信号は、ＥＣＵ４に供給される。なお、筒内圧センサ２の検出信号は、実際には、筒内圧ＰＣＹＬのクランク角度（時間）に対する微分信号に相当するものであり、筒内圧ＰＣＹＬは、筒内圧センサ出力を積分することにより得られる。
【００１８】
またエンジン１には、クランク軸（図示せず）の回転角度を検出するクランク角度位置センサ３が設けられている。クランク角度位置センサ３は、クランク角１度毎にパルスを発生し、そのパルス信号はＥＣＵ４に供給される。クランク角度位置センサ３は、さらに特定気筒の所定クランク角度位置で気筒識別パルスを生成して、ＥＣＵ４に供給する。
【００１９】
ＥＣＵ４には、エンジン１により駆動される車両のアクセルペダルの操作量ＡＰを検出するアクセルセンサ３５、エンジン１の冷却水温ＴＷを検出する冷却水温センサ３６、過給機２８より下流側における吸気管内圧力（過給圧）ＰＢを検出する過給圧センサ（図示せず）、及び当該車両の車速ＶＰを検出する車速センサ（図示せず）が接続されており、これらのセンサの検出信号がＥＣＵ４に供給される。
【００２０】
ＥＣＵ４は、エンジン１の各気筒の燃焼室に設けられた燃料噴射弁６の制御信号を駆動回路５に供給する。駆動回路５は、燃料噴射弁６に接続されており、ＥＣＵ４から供給される制御信号に応じた駆動信号を、燃料噴射弁６に供給する。これにより、ＥＣＵ４から出力される制御信号に応じた燃料噴射時期において、前記制御信号に応じた燃料噴射量だけ燃料が、各気筒の燃焼室内に噴射される。
【００２１】
ＥＣＵ４は、増幅器１０と、Ａ／Ｄ変換部１１と、パルス生成部１３と、ＣＰＵ（Central Processing Unit）１４と、ＣＰＵ１４で実行されるプログラムを格納するＲＯＭ（Read Only Memory）１５と、ＣＰＵ１４が演算結果などを格納するＲＡＭ（Random Access Memory）１６と、入力回路１７と、出力回路１８とを備えている。筒内圧センサ２の検出信号は、増幅器１０に入力される。増幅器１０は、入力される信号を増幅する。増幅器１０により増幅された信号は、Ａ／Ｄ変換部１１に入力される。また、クランク角度位置センサ３から出力されるパルス信号は、パルス生成部１３に入力される。
【００２２】
Ａ／Ｄ変換部１１は、バッファ１２を備えており、増幅器１０から入力される筒内圧センサ出力をディジタル値（以下「圧力変化率」という）ｄｐ／ｄθに変換し、バッファ１２に格納する。より具体的には、Ａ／Ｄ変換部１１には、パルス生成部１３から、クランク角１度周期のパルス信号（以下「１度パルス」という）ＰＬＳ１が供給されており、この１度パルスＰＬＳ１の周期で筒内圧センサ出力をサンプリングし、ディジタル値に変換してバッファ１２に格納する。
【００２３】
一方、ＣＰＵ１４には、パルス生成部１３から、クランク角６度周期のパルス信号ＰＬＳ６が供給されており、ＣＰＵ１４はこの６度パルスＰＬＳ６の周期でバッファ１２に格納されたディジタル値を読み出す処理を行う。すなわち、本実施形態では、Ａ／Ｄ変換部１１からＣＰＵ１４に対して割り込み要求を行うのではなく、ＣＰＵ１４が６度パルスＰＬＳ６の周期で読出処理を行う。
【００２４】
入力回路１７は、各種センサの検出信号をディジタル値に変換し、ＣＰＵ１４に供給する。なお、エンジン回転数ＮＥは、６度パルスＰＬＳの周期から算出される。またエンジン１の要求トルクＴＲＱは、アクセルペダル操作量ＡＰに応じて算出される。
【００２５】
ＣＰＵ１４は、エンジン運転状態に応じて目標吸入空気流量ＧＡＣＭＤを算出し、検出される吸入空気流量ＧＡが目標吸入空気流量ＧＡＣＭＤと一致するようにＥＧＲ弁２７の開度を制御するデューティ制御信号を、出力回路１８を介してＥＧＲ弁２７に供給する。
【００２６】
本実施形態では、燃焼安定性を確保するために、エンジン１の所定運転状態において燃料噴射弁６による燃料の主噴射の前にパイロット噴射を２回実行する（ダブルパイロット噴射モード）。通常は図３（ａ）に示すように、主噴射ＩＮＪＭの前に１回のパイロット噴射ＩＮＪＰを実行する（シングルパイロット噴射モード）。以下、ダブルパイロット噴射モードにおけるパイロット噴射の実行時期が圧縮上死点に近い方のパイロット噴射を、第１パイロット噴射ＩＮＪＰ１といい、第１パイロット噴射ＩＮＪＰ１より前に実行されるパイロット噴射を、第２パイロット噴射ＩＮＪＰ２という。シングルパイロット噴射モードでは、第１パイロット噴射ＩＮＪＰ１に相当するパイロット噴射のみが実行される。
【００２７】
例えば主噴射ＩＮＪＭは、ほぼ圧縮上死点（ＣＡ＝０）において実行され、第１パイロット噴射ＩＮＪＰ１は、上死点前１３度（ＣＡ＝−１３）程度のタイミングで実行され、第２パイロット噴射ＩＮＪＰ２は、上死点前２０度（ＣＡ＝−２０）程度のタイミングで実行される。また、シングルパイロット噴射モードでのパイロット噴射量ＱＩＰが１噴射当たり４ｍｇ程度であるとき、ダブルパイロット噴射モードでの第１パイロット噴射量ＱＩＰ１及び第２パイロット噴射量ＱＩＰ２はそれぞれ２ｍｇ程度とする。
【００２８】
図４は、熱発生率ＲＯＨＲの推移を示すタイムチャートである。この図の実線Ｌ１及び破線Ｌ２はシングルパイロット噴射モードにおいてパイロット噴射量をそれぞれ４ｍｇ及び６ｍｇとした例に対応し、一点鎖線Ｌ３はダブルパイロット噴射モードにおいて第１パイロット噴射量ＱＩＰ１及び第２パイロット噴射量ＱＩＰ２をともに２ｍｇ（合計４ｍｇ）とした例に対応する。また、図４（ｂ）は、図４（ａ）の圧縮上死点（ＣＡ＝０ｄｅｇ）近傍を拡大した図である。
【００２９】
図４から、シングルパイロット噴射モードにおいて、パイロット噴射に対応して熱発生率ＲＯＨＲが増加し始める着火時期ＣＡＩＧＳＰは、パイロット噴射量を変化させてもほとんど変化しないのに対し、ダブルパイロット噴射モードにおいては、着火時期ＣＡＩＧＤＰは、着火時期ＣＡＩＧＳＰより進角することが確認できる。
【００３０】
図５は、筒内温度ＴＣＹＬの推移を示すタイムチャートである。この図の実線Ｌ４及び破線Ｌ５はシングルパイロット噴射モードにおいてパイロット噴射量をそれぞれ４ｍｇ及び６ｍｇとした例に対応し、一点鎖線Ｌ６はダブルパイロット噴射モードにおいて第１パイロット噴射量ＱＩＰ１及び第２パイロット噴射量ＱＩＰ２をともに２ｍｇ（合計４ｍｇ）とした例に対応する。また、図５（ｂ）は、図５（ａ）の圧縮上死点（ＣＡ＝０ｄｅｇ）近傍を拡大した図である。
【００３１】
図５から明らかなように、圧縮上死点における筒内温度、すなわち圧縮端温度ＴＣＭＰは、ダブルパイロット噴射モードの方がシングルパイロット噴射モードより高くなる。したがって、ダブルパイロット噴射モードにおいて着火時期ＣＡＩＧＤＰが、シングルパイロット噴射モードの着火時期ＣＡＩＧＳＰより早まるのは、圧縮端温度ＴＣＭＰが高くなるためであることが確認できる。
【００３２】
図６は、第２パイロット噴射量ＱＩＰ２と、圧縮端温度ＴＣＭＰとの関係を示す図であり、第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を増加させると圧縮端温度ＴＣＭＰは高くなる。したがって、ダブルパイロット噴射モードにおいて、第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を変化させることにより、圧縮端温度ＴＣＭＰを制御することができる。
【００３３】
そこで本実施形態では、エンジン運転状態に応じて目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤを設定し、エンジン運転状態に基づいて推定される推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥが、目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤに一致するようにフィードバック制御を行う。これにより、実際の圧縮端温度ＴＣＭＰを適切に制御し、安定した着火性を得ることができる。
【００３４】
図７は、燃料噴射弁６による主噴射量ＱＩＭ、第１パイロット噴射量ＱＩＰ１及び第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を算出する噴射量算出モジュールの構成を示すブロック図である。このモジュールの機能は、ＣＰＵ１４で実行される演算処理により実現される。
【００３５】
図７に示す噴射量算出モジュールは、要求トルク算出部４１、全噴射量算出部４２、第１パイロット噴射量算出部４３、第２パイロット噴射量マップ値算出部４４、減算部４５，４６，目標圧縮端温度算出部４７、推定圧縮端温度算出部４８、減算部４９、補正量算出部５０、及び加算部５１を備えている。
【００３６】
要求トルク算出部４１は、アクセルペダル操作量ＡＰに応じてエンジン１の要求トルクＴＲＱを算出する。要求トルクＴＲＱは、アクセルペダル操作量ＡＰにほぼ比例するように算出されるが、スモークを抑制するために、アクセルペダル操作量ＡＰが急激に増加したときは、要求トルクＴＲＱの増加が制限される。
【００３７】
全噴射量算出部４２は、要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて予め設定されている全噴射量マップ（図示せず）を検索し、全噴射量ＱＩＴを算出する。減算部４５及び４６は、全噴射量ＱＩＴから第１パイロット噴射量ＱＩＰ１及び第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を減算することにより、主噴射量ＱＩＭを算出する。全噴射量マップは、要求トルクＴＲＱが増加するほど、またエンジン回転数ＮＥが増加するほど、全噴射量ＱＩＴが増加するように設定されている。
【００３８】
第１パイロット噴射量算出部４３は、要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて予め設定された第１パイロット噴射量マップ（図示せず）を検索し、第１パイロット噴射量ＱＩＰ１を算出する。
【００３９】
第２パイロット噴射量マップ値算出部４４は、要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて予め設定された第２パイロット噴射量マップ（図示せず）を検索し、第２パイロット噴射量マップ値ＱＩＰ２Ｍを算出する。
【００４０】
目標圧縮端温度算出部４７は、要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて予め設定された目標圧縮端温度マップ（図示せず）を検索し、目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤを算出する。
【００４１】
推定圧縮端温度算出部４８は、検出された筒内圧ＰＣＹＬに応じて推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥを算出する。具体的には、下記式（１）に圧縮上死点における筒内圧ＰＣＹＬ０を適用する。検出筒内圧ＰＣＹＬを用いて、推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥを算出することにより、正確な推定温度を得ることができる。
ＴＣＭＰＥ＝ＫＣ×ＰＣＹＬ０×ＶＣＹＬ０／（ＧＴ０×Ｒ０）    （１）
【００４２】
ここでＫＣは所定値に設定される定数、ＶＣＹＬ０は圧縮上死点における筒内容積、ＧＴ０は筒内に存在する全ガスの重量［ｋｇ／サイクル］、Ｒ０は修正ガス定数である。
【００４３】
全ガス重量ＧＴ０は、下記式（２）で示されるように吸入新気重量ＧＡＷ［ｋｇ／サイクル］及び筒内の残留ガス重量ＧＲ［ｋｇ／サイクル］の和であり、吸入新気重量ＧＡＷは、吸入空気流量ＧＡを積算することにより得られる。
ＧＴ０＝ＧＡＷ＋ＧＲ                              （２）
【００４４】
また残留ガス重量ＧＲは、下記式（３）及び（４）に燃焼サイクル毎の平均値として算出される平均吸気温ＴＩＮＡＶ、平均排気圧ＰＥＸＡＶ及び平均排気温ＴＥＸＡＶを適用して算出される。式（３）のαは下記式（４）により算出される温度係数、ＶＳＴは行程容積、Ｒｒは補正ガス定数、εは圧縮比である。ただし、式（４）により算出される温度係数αが０．９より大きいときは、温度係数αは０．９に設定される。また、還流排気量に依存して燃焼室内の混合気の組成が変化するため、式（３）ではガス定数Ｒそのものではなく、ガス定数Ｒを還流排気流量及び吸入空気流量に応じて燃焼サイクル毎に補正した補正ガス定数Ｒｒが適用される。
【数１】
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【００４５】
式（１）の修正ガス定数Ｒ０は、下記式（５）により算出される。式（５）のＲはガス定数であり、λＡＶは下記式（６）により算出される平均空気過剰率である。
Ｒ０＝Ｒ−（０．１４／λＡＶ）                        （５）
λＡＶ＝Ｇａｂ／（Ｔｈａｉｒ×Ｇｒｂ）                （６）
【００４６】
式（６）のＧａｂは下記式（７）により算出される修正空気重量であり、Ｇｒｂは下記式（８）により算出される修正残留ガス重量であり、Ｔｈａｉｒは理論空気量（＝１４．５１２）である。
Ｇａｂ＝Ｇａ＋Ｇｒ×（１−Ｇｆ／Ｇａ）                （７）
Ｇｒｂ＝Ｇｒ×Ｇｆ／Ｇａ                              （８）
ここで、Ｇｆは１サイクル当たりに噴射される燃料重量［ｋｇ／サイクル］であり、本実施形態では、全噴射量ＱＩＴに相当する。
【００４７】
減算部４９は、目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤから推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥを減算し、温度偏差ＤＴＣＭＰを算出する。補正量算出部５０は、温度偏差ＤＴＣＭＰが「０」となるように、ＰＩＤ（比例積分微分）制御により、補正量ＱＩＰ２Ｃを算出する。補正量ＱＩＰ２Ｃは、温度偏差ＤＴＣＭＰが大きくなるほど、増加するように算出される。
【００４８】
図８は、燃料噴射弁６による燃料噴射の実行時期、すなわち主噴射時期ＣＡＭ、第１パイロット噴射時期ＣＡＰ１及び第２パイロット噴射時期ＣＡＰ２を算出する噴射時期算出モジュールの構成を示すブロック図である。このモジュールの機能は、ＣＰＵ１４で実行される演算処理により実現される。
【００４９】
噴射時期算出モジュールは、主噴射時期算出部６１、第１パイロット噴射時期算出部６２、及び第２パイロット噴射時期算出部６３からなる。これらの噴射時期算出部６１〜６３は、それぞれ要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて予め設定された主噴射時期マップ、第１パイロット噴射時期マップ、及び第２パイロット噴射時期マップを検索し、主噴射時期ＣＡＭ、第１パイロット噴射時期ＣＡＰ１及び第２パイロット噴射時期ＣＡＰ２を算出する。
【００５０】
以上のように本実施形態では、推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥが、要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて設定される目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤと一致するように、第２パイロット噴射量ＱＩＰ２が制御される。圧縮端温度ＴＣＭＰは、最初のパイロット噴射である第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を増加するほど高くなる傾向があるため、推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥが目標圧縮端温度ＴＣＭＰＣＭＤと一致するように第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を制御することにより、適正な圧縮端温度を確保し、安定した着火性を得ることができる。
【００５１】
本実施形態では、燃料噴射弁６が燃料噴射手段に相当し、筒内圧センサ２が筒内圧検出手段に相当する。また筒内圧センサ２、吸入空気流量センサ３１、吸気温センサ３２、排気温センサ３３、及び排気圧センサ３４が圧縮端温度推定手段の一部を構成する。またＥＣＵ４が圧縮端温度推定手段の一部、目標圧縮端温度設定手段、及び燃料噴射制御手段を構成する。より具体的には、図７の全噴射量算出部４２、第１パイロット噴射量算出部４３、第２パイロット噴射量マップ値算出部４４、減算部４５，４６，４９、補正量算出部５０、加算部５１、主噴射時期算出部６１、第１パイロット噴射時期算出部６２、及び第２パイロット噴射時期算出部６３が燃料噴射制御手段に相当し、目標圧縮端温度算出部４７が目標圧縮端温度設定手段に相当し、推定圧縮端温度算出部４８が圧縮端温度推定手段に相当する。
【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、上述した実施形態では、検出される筒内圧ＰＣＹＬに応じて推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥを算出するようにしたが、下記式（９）を用いて算出するようにしてもよい。
ＴＣＭＰＥ＝ＴＩＮ×εκ-1                          （９）
ここで、εは圧縮比であり、κはポリトロープ指数であり、例えば吸気温度ＴＩＮ、エンジン冷却水温ＴＷ、及びエンジン回転数ＮＥに応じて算出される。
また、特許文献１に示される手法により、推定圧縮端温度ＴＣＭＰＥを算出するようにしてもよい。
【００５３】
また上述した実施形態では、第１パイロット噴射量ＱＩＰ１を第１パイロット噴射量マップを用いて算出するようにしたが、第１パイロット噴射量ＱＩＰ１と第２パイロット噴射量ＱＩＰ２の合計である全パイロット噴射量ＱＩＴＰを要求トルクＴＲＱ及びエンジン回転数ＮＥに応じて算出し、全パイロット噴射量ＱＩＴＰから第２パイロット噴射量ＱＩＰ２を減算することにより、第１パイロット噴射量ＱＩＰ１を算出するようにしてもよい。
【００５４】
また本発明は、クランク軸を鉛直方向とした船外機などのような船舶推進機用エンジンなどの制御にも適用が可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５５】
【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】図１に示す制御装置の一部の構成を具体的に示す図である。
【図３】燃料噴射モードを説明するための図である。
【図４】熱発生率（ＲＯＨＲ）の推移を示す図である。
【図５】筒内温度（ＴＣＹＬ）の推移を示す図である。
【図６】最初のパイロット噴射量（ＱＩＰ２）と圧縮端温度（ＴＣＭＰ）との関係を示す図である。
【図７】燃料噴射量算出モジュールの構成を示す図である。
【図８】燃料噴射時期算出モジュールの構成を示す図である。
【符号の説明】
【００５６】
１  内燃機関
２  筒内圧センサ（筒内圧検出手段、圧縮端温度推定手段）
４  電子制御ユニット（圧縮端温度推定手段、目標圧縮端温度設定手段、燃料噴射制御手段）
６  燃料噴射弁（燃料噴射手段）
３２  吸気温センサ（圧縮端温度推定手段）
３３  排気圧センサ（圧縮端温度推定手段）
３４  排気温センサ（圧縮端温度推定手段）
【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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