JPH05215035A - 二元燃料エンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 主燃料の噴射時期は変更せず、パイロット燃
料の噴射時期もしくは燃焼時間だけを調整することによ
り、高速域から低速域に至るまで最小限のパイロット燃
料を用いて失火することなく円滑に運転することができ
る、二元燃料エンジンを提供する。 【構成】 二元燃料ディーゼルエンジン１の燃焼室１１
には、パイロット燃料噴射ポンプ２がパイロット燃料の
送給管４により燃料噴射ノズル２ａを介して、また主燃
料噴射ポンプ３が主燃料の送給管４により燃料噴射ノズ
ル３ａを介して、それぞれ接続されている。パイロット
燃料の送給管４の途中で分岐させ、この分岐管４ａの一
端に燃料予備室６を接続し、分岐管４ａの途中に低圧自
動開放弁５を介設している。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、例えばメタノール、
エタノールなどのアルコール系燃料を主燃料とし、着火
しやすい重油などをパイロット燃料としてエンジンを駆
動する二元燃料エンジンに関し、詳しくは、パイロット
燃料の噴射時期や燃焼時間を調整するための装置に関す
るものである。

【０００２】

【従来の技術】最近、ディーゼルエンジンによる排気ガ
ス公害防止の見地から、メタノールなどのアルコール系
燃料を使用することが試みられている。この種の燃料は
重油などに比べて自己着火性が劣るため、着火のための
パイロット燃料として、軽油やＡ重油のような自己着火
性に優れた燃料をパイロット燃料として先行噴射し、こ
の燃料の燃焼火焔の中に、アルコール系燃料を噴射して
着火する方式で燃焼させるのが一般的である。

【０００３】ところで、上記した種類の二元燃料の制御
手段に関しては、特開平３−１８５２３４号および特開
平２−７８７２９号に、主燃料噴射ポンプおよびパイロ
ット燃料噴射ポンプをリンク機構によって連結し、最初
にパイロット燃料を噴射燃焼させ、パイロット燃料の後
燃えで主燃料に着火し燃焼させ、主燃料の燃焼に伴いパ
イロット燃料の燃焼を停止することなく主燃料の噴射に
先行させパイロット燃料をエンジン内に噴射して燃焼さ
せる、二元燃料エンジンの燃料噴射制御方式が記載され
ている。

【０００４】ここで一般に実施されている二元燃料エン
ジンの燃料噴射状況を概念図によって説明すると、図７
に示すように、１つのエンジン４１に対しパイロット燃
料ポンプ４２と主燃料ポンプ４３が配置され、主燃料ポ
ンプ４３の燃料噴射に先がけてパイロット燃料ポンプ４
２によりパイロット燃料をエンジン内に吐出し、着火さ
せたのち、パイロット燃料の燃焼中に主燃料を噴射する
もので、前記それぞれの文献には、燃料噴射のタイミン
グは燃料噴射調整のためのラックに遅延装置を設けるな
どが記載されている。基本的にはカム４４、４５の相互
の取付角によってタイミングが調整され、カム軸４６、
４７は互いに連結され、あるいはリンク機構により連接
されている。

【０００５】また、特公昭４８−８９３５号公報には図
８に示されるように、１つのシリンダ５１に対し副燃料
ポンプ５２と主燃料ポンプ５３が配置され、主燃焼室５
４には主燃料ポンプ５３による燃料の噴射と、副燃料ポ
ンプ５２による燃料噴射が行えるようになっている構造
のものが知られている。しかしこれはエンジンのシリン
ダー内の最高爆発圧力を低くおさえ、エンジンの強度に
不都合を生じないようにしたもので、２種類の燃料を用
いるものではない。５５は主燃料弁、５６は副燃料弁で
ある。この副燃料弁（噴射ノズル）５６は、副燃料ポン
プ５２に接続され、燃料を副燃焼室５７に噴射するよう
に構成され、主燃焼室５４の主燃料弁（噴射ノズル）５
５と別個にカムで操作され、主燃料弁５５が開放されて
から一定時間後に開放されるようにしたもので、二元燃
料エンジンとは関係がない。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】従来の二元燃料エンジ
ンでは、上記したようにパイロット燃料と主燃料の噴射
時期を高速高負荷域で最適となるように調整している。
すなわち、エンジンの高速高負荷域において、図６に示
すように、パイロット燃料の燃焼終了直前に主燃料が噴
射され、パイロット燃料の後燃えで主燃料が着火するよ
うになっている。この燃料噴射時期を変更せずにそのま
まエンジンの低速低負荷域へ移行すると、１サイクル当
たりの時間が実質的に延びるので、図６の仮想線に示す
ようにパイロット燃料の後燃えと主燃料の着火時期の時
間的な間隔が広がり、パイロット燃料の燃焼終了後に主
燃料が噴射されることになる。つまり、パイロット燃料
の燃焼後に自己着火性の悪いアルコール系の主燃料が噴
射されるので、主燃料は着火せず、エンジンが失火する
という不都合が生ずる。

【０００７】この発明は上述の点に鑑みなされたもの
で、主燃料の噴射時期は変更せず、パイロット燃料の噴
射時期もしくは燃焼時間だけを調整することにより、高
速高負荷域から低速低負荷域に至るまで最小限のパイロ
ット燃料を用いて失火することなく円滑に運転すること
ができる、アルコール系燃料などを主燃料とし、着火の
よい軽油、重油などをパイロット燃料とした二元燃料エ
ンジンを提供することを目的としている。

【０００８】

【課題を解決するための手段】上記した目的を達成する
ためにこの発明の二元燃料エンジンは、パイロット燃料
の噴射を主燃料の噴射に先行させてパイロット燃料を着
火させることにより、主燃料を着火し駆動する二元燃料
エンジンにおいて、パイロット燃料噴射ポンプとエンジ
ンの燃焼室を接続するパイロット燃料送給管の途中に、
低圧自動開放弁を介して燃料予備室を設けている。

【０００９】また請求項２記載のように、パイロット燃
料噴射ポンプを、該ポンプを駆動するエンジンのカム軸
を中心にその円周方向に揺動自在に配設し、エンジンの
回転速度の低下に伴って前記パイロット燃料噴射ポンプ
の位置がカム軸に対しその回転方向へ揺動するように構
成してもよい。

【００１０】さらに請求項３記載のように、エンジンの
燃焼室に連通させてパイロット燃料の予燃焼室を設け、
この予燃焼室の容積をパイロット燃料の規定の噴射量に
より燃料過剰状態になるように設定してもよい。

【００１１】

【作用】上記の構成を有する本発明の各二元燃料エンジ
ン（請求項１〜３）によれば、エンジンが高速高負荷域
から低速低負荷域へ移行した際に、主燃料の噴射に先行
して噴射されるパイロット燃料の噴射時期が遅らされ、
あるいはパイロット燃料の燃焼時間が延長されることに
より、パイロット燃料の燃焼終了までに主燃料が噴射さ
れて着火し、エンジンが高速高負荷域から低速低負荷域
にわたり円滑に駆動される。なお、本発明の二元燃料エ
ンジンでは、主燃料の噴射時期、噴射量およびパイロッ
ト燃料の噴射量は常に一定に保たれる。

【００１２】すなわち、請求項１記載の二元燃料エンジ
ンでは、エンジンが低速低負荷域へ移行すると、パイロ
ット燃料の送給管内の圧力が低下し、この圧力低下に伴
って低圧自動開放弁が開放され、燃料予備室と連通す
る。このため、パイロット燃料噴射ポンプにより圧縮す
べきパイロット燃料の容積が、前記燃料予備室内にある
パイロット燃料の容積分だけ増えるので、エンジンの燃
焼室内に噴射されるパイロット燃料の噴射時期が遅れ、
主燃料の噴射時期との時間差が短縮される。この結果、
パイロット燃料の燃焼の終了前に、主燃料が噴射され確
実に着火する。一方、エンジンが高速高負荷域に移行す
ると、パイロット燃料の送給管内の圧力が上昇するの
で、低圧自動開放弁が閉じ、燃料予備室との通路が遮断
されるので、パイロット燃料の噴射時期は元の状態に戻
ることになる。

【００１３】また請求項２記載の二元燃料エンジンで
は、エンジンが低速低負荷域へ移行すると、カム軸に対
するパイロット燃料噴射ポンプの位置が、カム軸の回転
方向側へ揺動するので、その揺動角度分だけパイロット
燃料の噴射時期が遅れることにより、パイロット燃料の
後燃え時期が遅れ、主燃料の噴射時期との時間差が短縮
され、パイロット燃料の燃焼の終了前に、主燃料が噴射
され確実に着火する。

【００１４】さらに請求項３記載の二元燃料エンジンで
は、パイロット燃料がエンジンの燃焼室に隣接して連通
している予燃焼室に噴射され、自己着火するが、予燃焼
室の容積との関係で、燃焼空気量が不足する状態にな
る。このため、パイロット燃料はゆっくりと燃焼するこ
とになり、パイロット燃料の後燃え時間が延長される。
したがって、エンジンが低速低負荷域に移行した場合に
も、パイロット燃料の燃焼終了前に主燃料が噴射され、
確実に着火するので、エンジンが失火するおそれがな
い。

【００１５】

【実施例】以下、この発明の二元燃料エンジンの実施例
を図面に基づいて説明する。

【００１６】図１は本発明の請求項１に対応する二元燃
料エンジンの実施例を示すもので、エンジンと燃料噴射
ポンプとの関係を表した概念図である。

【００１７】同図において、１はパイロット燃料と主燃
料を使用する二元燃料ディーゼルエンジンで、このエン
ジン１の燃焼室１１には、パイロット燃料噴射ポンプ２
がパイロット燃料の送給管４により燃料噴射ノズル２ａ
を介して、また主燃料噴射ポンプ３が主燃料の送給管７
により燃料噴射ノズル３ａを介して、それぞれ接続され
ている。パイロット燃料には、軽油、重油など自己着火
の良好な燃料を使用し、また主燃料には、ガソリン、ア
ルコール、ＬＮＧなど自己着火の困難な燃料を使用する
ものとする。

【００１８】パイロット燃料の送給管４はその途中で分
岐させ、この分岐管４ａの一端に燃料予備室６を接続
し、分岐管４ａの途中に低圧自動開放弁５を介設してい
る。低圧自動開放弁５は、送給管４内の圧力が所定の圧
力値以下に低下した際に自動的に開放され、また所定の
圧力値よりも高くなると自動的に閉鎖される弁である。

【００１９】前記低圧自動開放弁５の開放時期は、エン
ジン１の高速高負荷運転時のパイロット燃料の送給圧力
から、低速低負荷時のパイロット燃料の送給圧力へ低下
した時点に設定されている。そして、低圧自動開放弁５
が開放されると、燃料予備室６内のパイロット燃料と送
給管４内のパイロット燃料とを同時に、燃料噴射ポンプ
２が所定の圧力に達するまで圧縮した時点で、パイロッ
ト燃料が燃焼室１１内に噴射されることになるので、そ
れだけパイロット燃料の噴射時期が遅れ、したがってパ
イロット燃料の後燃えと主燃料の噴射時期との間隔が短
くなり、着火ミスが防止される。

【００２０】次に、本発明の二元燃料エンジンの他の実
施例を図２に基づいて説明する。

【００２１】図２は本発明の請求項２に対応する二元燃
料エンジンにおける主燃料噴射ポンプとパイロット燃料
噴射ポンプの関係を示す斜視図である。

【００２２】同図において、パイロット燃料噴射ポンプ
２が燃料ポンプ取付台兼用のケース１２に取り付けら
れ、主燃料噴射ポンプ３が燃料ポンプ取付台兼用のケー
ス１３に取り付けられ、ケース１２、ケース１３内に
は、一体に連設された共通のカム軸７が回動自在に支持
されている。このカム軸７は、エンジン１（図１参照）
のクランクシャフトからチェーン又はギヤで駆動され
る。

【００２３】前記パイロット燃料噴射ポンプ２および主
燃料噴射ポンプ３は、エンジン１のシリンダごとに設け
られる。カム軸７には、パイロット燃料噴射ポンプ２用
のカム８および主燃料噴射ポンプ３用のカム９がそれぞ
れ固設され、それぞれの燃料噴射ポンプのプランジャー
に係合して燃料噴射ポンプ２、３を作動するようになっ
ている。カム８およびカム９は、カム軸７に対し取付角
をずらして取り付けられており、最初にパイロット燃料
噴射ポンプ２のプランジャーがカム８により突きあげら
れてパイロット燃料を噴射し、つづいて主燃料噴射ポン
プ３のプランジャーがカム９により突きあげられて主燃
料を噴射するように構成されている。

【００２４】ケース１３の一側面には、回転盤１０が回
動自在に装着され、ケース１２が回転盤１０に一体回転
可能に固定されている。回転盤１０の中央部は開口さ
れ、カム軸７がその開口を貫通して、ケース１２内に延
設されている。回転盤１０の下部に、接続部材１６ａが
固定され、この接続部材１６ａに対しケース１３側に固
定されたシリンダ１４のピストンロッド１６の先端が枢
着されている。また、シリンダ１４の基端には、加圧空
気の供給管１５が接続されている。そして、空気圧によ
ってシリンダ１４のピストンロッド１６が伸長して回転
盤１０が時計方向に回転し、パイロット燃料噴射ポンプ
２の位置がカム軸７の円周方向に移動し、パイロット燃
料の噴射時期が変更される。逆に、加圧空気によりピス
トンロッド１６がシリンダ１４内に引き込まれ、元の状
態に戻ることにより回転盤１０が反時計方向に回転し、
パイロット燃料噴射ポンプ２は元の位置に復帰し、主燃
料噴射ポンプ３との関係は元の状態になる。

【００２５】次に、上記の構成からなる実施例の燃料噴
射ポンプの動作を説明する。例えば両燃料噴射ポンプ
２、３が共に垂直状態に配置されているときに、エンジ
ンが高速高負荷域においてパイロット燃料の後燃えで主
燃料の噴射が行われる最適の位置にあるとする。この状
態から、エンジンの運転が低速低負荷域に移行すると、
エンジンの回転速度の低下が検知され、この検知に基づ
き、供給管１５から加圧空気がシリンダ１４に供給さ
れ、ピストンロッド１６がカム軸７の回転方向と同じ方
向に伸長する。このため、回転盤１０がカム軸７の回転
方向に回転し、パイロット燃料噴射ポンプ２がカム軸７
を中心にしてケース１２とともに傾斜する。こうして、
主燃料噴射ポンプ３とパイロット燃料噴射ポンプ２の向
きがずれ、カム８によりパイロット燃料噴射ポンプ２の
プランジャーを押し上げる時期が遅れ、パイロット燃料
の噴射時期が遅くなる。このようにパイロット燃料噴射
ポンプ２をカム軸７を中心にその円周方向へ揺動させこ
とによって、パイロット燃料の噴射時期の調整が的確に
行われる。

【００２６】図３は低速低負荷時における熱発生率を示
す線図で、横軸にピストンの１サイクル当たりの時間
を、縦軸に対応する熱発生量をとったものである。同図
に示すように、高速高負荷時の１サイクルにおいてはパ
イロット燃料の後燃えで主燃料が噴射され失火すること
なく主燃料が着火するが、低速低負荷域に移行すると、
パイロット燃料の燃焼終了時期が相対的に早まり仮想線
のような傾向を示し、主燃料の噴射前にパイロット燃料
の燃焼が終了し、主燃料が着火しなくなる。しかし、上
記した図１又は図２に示す装置では、エンジンの運転が
低速低負荷域に移行するとパイロット燃料の噴射開始時
期が自動的に遅らされるので、図３のようにパイロット
燃料の燃焼中に主燃料の噴射が行われる。

【００２７】次に、本発明の二元燃料エンジンのさらに
別の実施例を図４に基づいて説明する。

【００２８】図４は本発明の請求項３に対応する二元燃
料エンジンを示す概念図である。

【００２９】同図において、二元燃料ディーゼルエンジ
ン１の燃焼室１１とは別に、この燃焼室１１に隣接して
連通する予燃焼室２１が設けられている。この予燃焼室
２１には、パイロット燃料噴射ポンプ２からのパイロッ
ト燃料の送給管４が、燃料噴射ノズル２ａを介して接続
され、予燃焼室２１内にパイロット燃料が噴射されるよ
うになっている。そして、その予燃焼室２１の容積は、
あらかじめ設定された規定のパイロット燃料を燃焼させ
るには、不十分な大きさに設定し、規定のパイロット燃
料が噴射されると、燃料過剰（過多）状態、いいかえれ
ば燃焼時に必要な空気量が不足するようにしている。こ
のようにすることにより、パイロット燃料は空気不足の
ためにゆっくりと燃焼し、燃焼時間が長くなる。したが
って、エンジン１が高速高負荷域より低速低負荷域に移
行した際にも、主燃料の噴射時までパイロット燃料の燃
焼が継続する。

【００３０】図５は上記の状態を図示した線図である。
横軸にエンジンの１サイクルの時間を、縦軸に熱発生量
をとったものである。仮想線は予燃焼室２１を設けてい
ない場合のパイロット燃料の燃焼状態を表しているが、
この仮想線からパイロット燃料の後燃えが主燃料の着火
にまで至らないことが確認される。一方、図４のように
予燃焼室２１を設けることにより、図５のようにエンジ
ンの低速低負荷域においてパイロット燃料の燃焼時間が
長くなるため、燃焼終了前に主燃料が噴射されることに
なり、主燃料が確実に着火する。

【００３１】ここで、前記予燃焼室２１の大きさをパイ
ロット燃料の燃焼に不十分な容積にする理由、および主
燃焼室１１に対する容積比率について説明する。

【００３２】一般的な二元燃料ディーゼルエンジンで
は、空気過剰率λ、すなわち、理論的に必要な空気量と
実際に供給した空気量との比が、全負荷域で２.０〜２.
２の範囲になるように、過給機の吐出圧力が設定されて
いる。また、メタノールを主燃料としたときに、メタノ
ールの比重および発熱量は、共に重油のそれらとは大き
く異なるが、発熱量当たりで見れば、理論空気量は同じ
であるので、ピストンが上死点にあるとき、予燃焼室２
１の容積と主燃焼室１１との容積の比率を、パイロット
燃料（重油）による発熱量とメタノールによる発熱量の
比率に等しくなるようにすれば、両者共に空気過剰率λ
は等しくなる。一般的な燃焼においては、空気過剰率λ
が小さい程、燃料過多（リッチ）になるため、燃料が着
火しやすくなるが、逆に空気量が少なくなるので、空気
不足の状態になって燃焼時間が長くなる。上記の実施例
（図４）は、この原理を利用したものである。

【００３３】メタノールとパイロット燃料の噴射比率が
一定の場合は、空気過剰率λが全負荷率で一定している
ので、予燃焼室２１の主燃焼室１１に対する容積比率に
よって予燃焼室２１内の空気過剰率λを一定に保つこと
は容易である。この発明の目的を達成するためには、予
燃焼室２１内の空気過剰率λａを、上記空気過剰率λ＝
２．０より小さいλａ＝１.３〜１.５の範囲に保てばよ
いと考えられる。

【００３４】例えばパイロット燃料の噴射熱量の全力時
全熱量に対する熱量比率を４％にすると、予燃焼室２１
の主燃焼室１１に対する容積比率Ｖａは 容積比率Ｖａ＝４％×（１.３〜１.５）／（２.０〜２.
２）＝２.４〜３.０％ にとればよいことになる。

【００３５】このエンジンの場合、パイロット燃料の噴
射による熱量は全力時全熱量の４％に固定しているの
で、低負荷時のパイロット燃料の噴射による熱量比は大
きくなるが、パイロット燃料の噴射による着火促進は、
低負荷時ほど必要である。舶用機関の場合、低速低負荷
域では、平均有効圧力にて５ｋｇ／ｃｍ²程度を考えれ
ばよく、この時のパイロット燃料の噴射熱量比率は、 パイロット噴射熱量比＝４％×（１８.７＋１.２）／
（５＋１.２）＝１５.３％になる。

【００３６】したがって、予燃焼室８の容積比率Ｖａ
は、Ｖａ＝１５.３％×（１.３〜１.５）／（２.０〜
２.２）＝９.０〜１１.４％となる。

【００３７】すなわち、主燃焼室１１に対する予燃焼室
２１の容積比率Ｖａは９.０〜１１.４％が最適と考えら
れる。］

【発明の効果】以上説明したことから明らかなように、
この発明の二元燃料エンジンは、次のような効果を有す
る。

【００３８】(1) パイロット燃料の噴射時期もしくは燃
焼時間だけを調整することにより、高速域から低速域に
至るまで最小限のパイロット燃料を用いて失火すること
なく円滑に運転することができる。

【００３９】(2) 請求項１に記載の二元燃料エンジン
は、パイロット燃料噴射ポンプの燃料噴射量を一定にし
て、高速高負荷運転より低速低負荷運転に移行すると、
パイロット燃料の送給管内の圧力が低下するので、低圧
自動開放弁が自動的に開放し、燃料予備室につながり圧
縮すべき燃料が増加するので、パイロット燃料の噴射開
始時期が遅れ、パイロット燃料の燃焼終了前に主燃料が
噴射されることになるので、エンジンの失火が防止でき
る。

【００４０】(3) 請求項２の二元燃料エンジンは、エン
ジンの回転速度に連動してカム軸まわりのパイロット燃
料噴射ポンプの噴射時期を遅らせるので、高速運転より
低速運転に移行しても、自動的にパイロット燃料の噴射
時期が遅れ、エンジンの失火を防止することができる。

【００４１】(4) 請求項３に記載の二元燃料エンジン
は、パイロット燃料の燃焼が長くなるので、エンジンが
低速低負荷運転の状態でもパイロット燃料の後燃えの間
に主燃料が噴射され、エンジンの失火が防止される。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明にかかる二元燃料エンジンの実施例を
示す概要正面図である。

【図２】この発明の他の実施例を示す二元燃料エンジン
における主燃料噴射ポンプとパイロット燃料噴射ポンプ
の関係を示す斜視図である。

【図３】図１および図２のエンジンにおけるパイロット
燃焼と主燃焼の時間と熱発生量の関係を表した線図であ
る。

【図４】この発明にかかる二元燃料エンジンのさらに別
の実施例を示す概要正面図である。

【図５】図４のエンジンにおけるパイロット燃焼と主燃
焼の時間と熱発生量の関係を表した線図である。

【図６】一般のエンジンの高速運転時の熱発生量の傾向
を示す図である。

【図７】二元燃料エンジンの燃料噴射態様を示す説明図
である。

【図８】従来の二元燃料エンジンの一部を示す断面図で
ある。

【符号の説明】

１ 二元燃料ディーゼルエンジン ２ パイロット燃料噴射ポンプ ３ 主燃料噴射ポンプ ４ パイロット燃料送給管 ５ 低圧自動開放弁 ６ 燃料予備室 ７ カム軸 １１ 燃焼室 ２１ 予燃焼室

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 長井 和実 兵庫県明石市貴崎５丁目８番70号 阪神内 燃機工業株式会社明石工場内 (72)発明者 大谷 正樹 兵庫県明石市貴崎５丁目８番70号 阪神内 燃機工業株式会社明石工場内

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 パイロット燃料の噴射を主燃料の噴射に
   先行させてパイロット燃料を着火させることにより、主
   燃料を着火し駆動する二元燃料エンジンにおいて、 パイロット燃料噴射ポンプとエンジンの燃焼室を接続す
   るパイロット燃料送給管の途中に、低圧自動開放弁を介
   して燃料予備室を設けたことを特徴とする二元燃料エン
   ジン。
2. 【請求項２】 パイロット燃料の噴射を主燃料の噴射に
   先行させてパイロット燃料を着火させることにより、主
   燃料を着火し駆動する二元燃料エンジンにおいて、 パイロット燃料噴射ポンプを、該ポンプを駆動するエン
   ジンのカム軸を中心にその円周方向に揺動自在に配設
   し、エンジンの回転速度の低下に伴って前記パイロット
   燃料噴射ポンプの位置がカム軸に対しその回転方向へ揺
   動するように構成したことを特徴とする二元燃料エンジ
   ン。
3. 【請求項３】 パイロット燃料の噴射を主燃料の噴射に
   先行させてパイロット燃料を着火させることにより、主
   燃料を着火し駆動する二元燃料エンジンにおいて、 エンジンの燃焼室に連通させてパイロット燃料の予燃焼
   室を設け、この予燃焼室の容積をパイロット燃料の規定
   の噴射量で燃料過多になるように設定したことを特徴と
   する二元燃料エンジン。