JP3820032B2 - パイロット着火ガスエンジン - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、主として、産業用あるいは民生用の定置型発電設備として利用されるパイロット着火ガスエンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、この種のパイロット着火ガスエンジンはディーゼル運転を行わないため、熱量比０．２〜５％程度の少量噴射が可能な噴射系を備えている。この噴射系は、エンジン起動時のクランキング回転数（１５０〜２００ｒｐｍ程度）においては、燃料ポンプ吐出圧力が十分に上昇せず、燃料噴射弁の開弁圧力以上とならず燃料噴射ができない。このため、エンジン起動を可能とする別の機構が必要となる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
この問題を解決するためのガスエンジンとしては、例えば、本出願人が提案した新規の予燃焼室方式ガスエンジン（特願平１０ー１３２３７１号参照）がある。この予燃焼室方式ガスエンジンは、図８に示すように、主燃焼室１がピストン２、シリンダライナ３、シリンダヘッド４で囲まれてなり、シリンダヘッド４の中央に点火プラグ付予燃焼室ユニット１０が配設され、両サイドにパイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０が配設されている。そして、この点火プラグ付予燃焼室ユニット１０は、シリンダヘッド４に、予燃焼室噴口１１と予燃焼室本体１２とを組み込むことにより予燃焼室１３が形成されている。主燃焼室１と予燃焼室１３とは、予燃焼室１３の下端部に設けられた複数の連絡孔１４により連通されている。また、予燃焼室１３内には、点火プラグ１５が装着されており、この点火プラグ１５が予燃焼室１３内の混合気の点火源となるものである。さらに、パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０は、予燃焼室３１内に臨ませてパイロット燃料噴射弁３２を備えており、パイロット燃料油の噴射により予燃焼室３１内の混合気を点火させる。そして、主燃焼室１と予燃焼室３１とは、予燃焼室３１の下端部に設けられた連絡孔３３により連通されている。なお、符号１６は予燃焼室１３内へ直接燃料ガスを供給するための燃料噴射孔である。
ところで、上記のように構成された予燃焼室方式ガスエンジンにあっては、シリンダヘッド４の中央の予燃焼室１３に装着された点火プラグ１５によって、エンジンを起動させるようにしているが、圧縮行程時に主燃焼室１から約１００ｍ／ｓで予燃焼室１３に進入する希薄混合気が点火プラグ１５を直撃するため、点火プラグ１５のギャップ間での飛火後に形成された火炎核が吹き消され失火を生じる場合がある。
この問題を解決するためには、点火プラグ１５まわりの混合気濃度を厳密に制御する必要がある。しかしながら、主燃焼室１から予燃焼室１３に進入する希薄混合気の影響による混合気濃度の不均一性は回避できないので、点火の難しさは依然として残る。図９は燃料ガス量を制御する機構の一例である。この機構は、ガス圧力調整弁４０、４１を備えた燃料ガス主管４２が、バランシングバルブ４３を介して、各主燃焼室１に連通され、圧力レギュレータ４５、４６、４７及び逆止弁４８、４９を経たパイロットガス主管５０が、逆止弁５１を介して、予燃焼室１３に連通されるとともに、給気管４４により主燃焼室１内に空気が供給されかつこの給気管４４の空気により上記各圧力レギュレータ４５、４６、４７が制御されるものである。なお、符号５２はガス圧力調整弁４１を制御するガバナである。
上記のように構成された機構において、予燃焼室１３に直接供給する燃料ガス量すなわちパイロットガス量が不適切であると、図１０に示すように、エンジン回転が上昇中でも失火を生じてエンジンが停止することがある。図１０に示すエンジン停止の例においては、５００ｒｐｍ近辺で予燃焼室内に投入されたパイロットガス量が多い（図９の機構におけるパイロットガス主管５０の圧力と給気管４４の圧力との差圧を示すΔＰが高い）ために、点火プラグ１５近傍の混合気濃度が高くなって失火を生じエンジン停止したものである。
【０００４】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたもので、その目的とするところは、エンジン停止することなく、円滑にエンジンを起動することができるとともに、エンジンの運転を確実に継続することができる上に、燃焼を促進させることができて、燃焼性を改善することができ、かつ熱効率を向上させることができるパイロット着火ガスエンジンを提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１は、ピストンとシリンダとシリンダヘッドにより画定される主燃焼室に燃料を供給して燃焼させることにより駆動出力を得るガスエンジンであって、上記シリンダヘッドに、上記主燃焼室に面して配置され主燃焼室内の混合気に直接着火する着火源となる点火プラグと、パイロット油を噴射するパイロット燃料噴射弁を装着し上記主燃焼室内の混合気の着火源となるパイロット燃料噴射弁付予燃焼室とが設けられ、点火プラグの火花点火によりエンジンを起動させ、所定のエンジン回転数に達すると前記パイロット燃料噴射弁から噴射されるパイロット油の着火によりエンジンを運転させるものである。
本発明の請求項２は、同一燃焼サイクルにおいて、点火プラグとパイロット噴射弁付予燃焼室を同時または若干ずらして機能させ、これらを着火源として主燃焼室の混合気を燃焼させるものである。
【０００６】
【発明の実施の形態】
以下、図１〜図７に基づいて本発明の実施の形態を説明する。
図１〜図２は本発明の実施の一形態を示すもので、これらの図において、図８と図９に示す構成と同様の構成の部分については、同符号を付けて説明を簡略化する。
図１において、シリンダヘッド４の中央には、点火プラグ６０が、主燃焼室１に面して配置されており、かつ両サイドには、パイロット燃料噴射弁３２を装着した予燃焼室３１がそれぞれ配置されている。また、燃料ガス量の制御は、図２に示すような簡素化された機構により行われる。
本実施形態においては、図８と図９に示す本出願人が提案した新規の予燃焼室方式ガスエンジンに比べて、シリンダヘッド４の中央には予燃焼室１３がなく点火プラグ６０が配されていること、パイロットガス供給系統（圧力レギュレータ４５、４６、４７、逆止弁４８、４９、５１、パイロットガス主管５０）が不要であることの特徴を有する。
【０００７】
図３は本実施形態のエンジンのガバニングすなわち運転制御機構を示すものである。この図において、着火源７０は、点火プラグ６０による火花点火装置と、パイロット油を使用するパイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０を併用する。また、燃料ガス制御系統８０は、エンジンスピードガバナ８１によって、アクチュエータ８２を介してガス圧力調整弁８３を制御し、燃料ガス量を調整することにより実施される。さらに、給気圧制御系統９０は、給気系９１と排気系９２との間に過給機９３が配されるとともに、この過給機９３と並設して給気系９１に設けられた給気圧力調整弁９４を、空燃比制御装置９５により、アクチュエータ９６を介して制御するようになっている。
【０００８】
このエンジンの場合、点火プラグ６０を使用してエンジンを起動させる。つまり、ディーゼル起動はしないので、各パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０を小さくできる。パイロット油量を全熱量比の０．２〜５％程度とすると、予燃焼室３１の容積比は全体の１〜３％程度に小さくすることができる。したがって、パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０をシリンダヘッド４の両サイドに配置することが可能となる。
【０００９】
また、パイロット燃料噴射系はエンジン起動時から動作させる。実際に噴射開始となるのは、パイロット油量、すなわち燃料噴射ポンプのラックの設定値にもよるが、例えば、全熱量比１％と設定すると、この場合の噴射開始は、エンジン回転数が９００〜１０００ｒｐｍとなってからである。ここで、パイロット油量を全熱量比の０．２〜５％程度としているので、常時噴射させてもガバニングに影響を与えない。したがって、複雑なリンク機構を用いないで、所望の噴射量に応じて上記燃料噴射ポンプのラックを調整し固定しても差し支えない。
【００１０】
上記のように構成されたパイロット着火ガスエンジンにあっては、起動時には、点火プラグ６０による火花点火を用いて、主燃焼室１内に供給された気体燃料と空気との混合気に確実に着火するから、エンジンが起動時に停止するようなことがなく円滑にエンジンが起動される。この時、パイロット燃料噴射系は動作させているが、所定の回転数に達していないため、着火せず、着火源として機能していない。
次いで、パイロット油量（燃料噴射ポンプのラック）の設定値に応じた所定のエンジン回転数に達すると、パイロット燃料噴射による着火が開始される。すなわち、吸気行程において主燃焼室１に燃料と空気の混合気を供給すると、圧縮行程においてピストン２により主燃焼室１内の希薄混合気が圧縮されて、連絡孔３３を介して予燃焼室３１に流入する。そこで、上死点直前の１０〜３０゜（クランク角度）あたりで、パイロット燃料噴射弁３２から少量の燃料油（パイロット油）を噴射する。そうすると、この噴射した燃料油が着火燃焼し、これが点火源となって予燃焼室３１内の混合気が着火燃焼する。そして、予燃焼室３１にて燃焼した火炎が、主燃焼室１に伝播し、主燃焼室１の混合気の着火源となって、主燃焼室１の混合気全体が燃焼する。
なお、パイロット燃料噴射による着火が確実となり、これを点火源としての運転が可能となったら、火花放電を止めても差し支えない。火花放電を継続させた場合には、多点点火による燃焼促進の効果を得ることができる。
【００１１】
図４は本発明のパイロット着火ガスエンジンにおいて、エンジン起動時の適正燃料ガス圧力を実験により求めたものである。この図からも明らかなように、予燃焼室方式のエンジン起動では、０．０５〜０．１５ｋｇｆ／ｃｍ2に対して、本発明の方式では０．１〜０．３ｋｇｆ／ｃｍ2と適正圧力レベルが高くかつ範囲が広い。このことは、圧力制御装置の制御精度は上記予燃焼室方式よりも厳密性を要求されず、簡単な装置として設計することが可能であることを示している。さらに、主燃焼室１内の混合気濃度は、吸気圧縮行程において生ずる燃焼室全体の流動攪拌作用によってほぼ均一な状態となるので、点火プラグ６０による火付きが容易である。
【００１２】
図５はシリンダ径２６０ｍｍの単シリンダエンジンを供試してエンジンの起動性を検証した例を示す。この図から、燃料ガス主管４２内のガス圧力が、エンジン起動操作の瞬間に、急激に０．４８ｋｇｆ／ｃｍ2［図５（ｂ）参照］に上昇してもエンジンが起動できること、逆に燃料ガスの供給が遅れて０．０１ｋｇｆ／ｃｍ2［図５（ａ）参照］と低くてもエンジン起動ができることが確認された。このように、燃料ガス圧力調整の過渡状態において、図４に示す適正範囲を若干外れた状態でも起動は可能であり、予燃焼室方式の起動に要求されるような微妙な燃料ガス圧力調整は不要であることが明らかになった。
【００１３】
さらに、波及効果として、負荷運転に入っても点火プラグ６０による火花点火を継続させれば、多点点火となって燃焼性の改善が図られる。その具体的な例を図６に示す。この図６は運転負荷率２５％（ＢＭＥＰ３．７５ｋｇｆ／ｃｍ2）の低負荷において、火花点火をさせた場合と停止させた場合のシリンダ出口排気温度変化を示すものである。この図から火花点火をさせると排気温度が１５℃低下することがわかる。これは排気弁の熱負荷を軽減させて弁の耐久性を高める効果をもたらす。
ここで、この排気温度が低下する理由を説明する。図７に示すように、クランク角毎の熱発生率を比較すると、膨張行程、上死点後３０〜５０゜における熱発生率が火花点火付加の場合は低い。つまり膨張による温度降下に対して、発生熱が少ない分排気温度降下の割合が大きく、その結果シリンダ出口排気温度が低くなったものである。
【００１４】
【発明の効果】
本発明の請求項１にあっては、シリンダヘッドに設けられた点火プラグとパイロット燃料噴射弁付予燃焼室とを適宜使用することにより、起動時には点火プラグの火花点火により直接主燃焼室内の混合気に着火を行い、所定回転数を越えると、パイロット燃料噴射弁による着火を行う。これにより、エンジン停止することなく、円滑にエンジンを起動することができるとともに、エンジンの運転を確実に継続することができる。
本発明の請求項２にあっては、点火プラグとパイロット燃料噴射弁付予燃焼室をともに主燃焼室の混合気の着火源として使用することにより、多点点火による燃焼促進を図ることができて、エンジンの燃焼性を改善することができ、かつエンジン熱効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の実施の一形態を示す燃焼室構造の断面図である。
【図２】 燃料ガス供給系の制御系統図である。
【図３】 運転制御系のブロック図である。
【図４】 エンジン起動のための燃料ガス圧力条件を示す説明図である。
【図５】 エンジン起動時を示す説明図である。
【図６】 負荷運転時のシリンダ出口排気温度を示す説明図である。
【図７】 熱発生率を比較した説明図である。
【図８】 本出願人が提案した予燃焼室方式ガスエンジンの断面図である。
【図９】 燃料ガス圧力制御系統図である。
【図１０】 エンジン起動の例を示す説明図である。
【符号の説明】
１ 主燃焼室 ２ ピストン
３ シリンダライナ ４ シリンダヘッド
３０ パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット
３１ 予燃焼室 ３２ パイロット燃料噴射弁
３３ 連絡孔 ６０ 点火プラグ
【発明の属する技術分野】
本発明は、主として、産業用あるいは民生用の定置型発電設備として利用されるパイロット着火ガスエンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、この種のパイロット着火ガスエンジンはディーゼル運転を行わないため、熱量比０．２〜５％程度の少量噴射が可能な噴射系を備えている。この噴射系は、エンジン起動時のクランキング回転数（１５０〜２００ｒｐｍ程度）においては、燃料ポンプ吐出圧力が十分に上昇せず、燃料噴射弁の開弁圧力以上とならず燃料噴射ができない。このため、エンジン起動を可能とする別の機構が必要となる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
この問題を解決するためのガスエンジンとしては、例えば、本出願人が提案した新規の予燃焼室方式ガスエンジン（特願平１０ー１３２３７１号参照）がある。この予燃焼室方式ガスエンジンは、図８に示すように、主燃焼室１がピストン２、シリンダライナ３、シリンダヘッド４で囲まれてなり、シリンダヘッド４の中央に点火プラグ付予燃焼室ユニット１０が配設され、両サイドにパイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０が配設されている。そして、この点火プラグ付予燃焼室ユニット１０は、シリンダヘッド４に、予燃焼室噴口１１と予燃焼室本体１２とを組み込むことにより予燃焼室１３が形成されている。主燃焼室１と予燃焼室１３とは、予燃焼室１３の下端部に設けられた複数の連絡孔１４により連通されている。また、予燃焼室１３内には、点火プラグ１５が装着されており、この点火プラグ１５が予燃焼室１３内の混合気の点火源となるものである。さらに、パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０は、予燃焼室３１内に臨ませてパイロット燃料噴射弁３２を備えており、パイロット燃料油の噴射により予燃焼室３１内の混合気を点火させる。そして、主燃焼室１と予燃焼室３１とは、予燃焼室３１の下端部に設けられた連絡孔３３により連通されている。なお、符号１６は予燃焼室１３内へ直接燃料ガスを供給するための燃料噴射孔である。
ところで、上記のように構成された予燃焼室方式ガスエンジンにあっては、シリンダヘッド４の中央の予燃焼室１３に装着された点火プラグ１５によって、エンジンを起動させるようにしているが、圧縮行程時に主燃焼室１から約１００ｍ／ｓで予燃焼室１３に進入する希薄混合気が点火プラグ１５を直撃するため、点火プラグ１５のギャップ間での飛火後に形成された火炎核が吹き消され失火を生じる場合がある。
この問題を解決するためには、点火プラグ１５まわりの混合気濃度を厳密に制御する必要がある。しかしながら、主燃焼室１から予燃焼室１３に進入する希薄混合気の影響による混合気濃度の不均一性は回避できないので、点火の難しさは依然として残る。図９は燃料ガス量を制御する機構の一例である。この機構は、ガス圧力調整弁４０、４１を備えた燃料ガス主管４２が、バランシングバルブ４３を介して、各主燃焼室１に連通され、圧力レギュレータ４５、４６、４７及び逆止弁４８、４９を経たパイロットガス主管５０が、逆止弁５１を介して、予燃焼室１３に連通されるとともに、給気管４４により主燃焼室１内に空気が供給されかつこの給気管４４の空気により上記各圧力レギュレータ４５、４６、４７が制御されるものである。なお、符号５２はガス圧力調整弁４１を制御するガバナである。
上記のように構成された機構において、予燃焼室１３に直接供給する燃料ガス量すなわちパイロットガス量が不適切であると、図１０に示すように、エンジン回転が上昇中でも失火を生じてエンジンが停止することがある。図１０に示すエンジン停止の例においては、５００ｒｐｍ近辺で予燃焼室内に投入されたパイロットガス量が多い（図９の機構におけるパイロットガス主管５０の圧力と給気管４４の圧力との差圧を示すΔＰが高い）ために、点火プラグ１５近傍の混合気濃度が高くなって失火を生じエンジン停止したものである。
【０００４】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたもので、その目的とするところは、エンジン停止することなく、円滑にエンジンを起動することができるとともに、エンジンの運転を確実に継続することができる上に、燃焼を促進させることができて、燃焼性を改善することができ、かつ熱効率を向上させることができるパイロット着火ガスエンジンを提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１は、ピストンとシリンダとシリンダヘッドにより画定される主燃焼室に燃料を供給して燃焼させることにより駆動出力を得るガスエンジンであって、上記シリンダヘッドに、上記主燃焼室に面して配置され主燃焼室内の混合気に直接着火する着火源となる点火プラグと、パイロット油を噴射するパイロット燃料噴射弁を装着し上記主燃焼室内の混合気の着火源となるパイロット燃料噴射弁付予燃焼室とが設けられ、点火プラグの火花点火によりエンジンを起動させ、所定のエンジン回転数に達すると前記パイロット燃料噴射弁から噴射されるパイロット油の着火によりエンジンを運転させるものである。
本発明の請求項２は、同一燃焼サイクルにおいて、点火プラグとパイロット噴射弁付予燃焼室を同時または若干ずらして機能させ、これらを着火源として主燃焼室の混合気を燃焼させるものである。
【０００６】
【発明の実施の形態】
以下、図１〜図７に基づいて本発明の実施の形態を説明する。
図１〜図２は本発明の実施の一形態を示すもので、これらの図において、図８と図９に示す構成と同様の構成の部分については、同符号を付けて説明を簡略化する。
図１において、シリンダヘッド４の中央には、点火プラグ６０が、主燃焼室１に面して配置されており、かつ両サイドには、パイロット燃料噴射弁３２を装着した予燃焼室３１がそれぞれ配置されている。また、燃料ガス量の制御は、図２に示すような簡素化された機構により行われる。
本実施形態においては、図８と図９に示す本出願人が提案した新規の予燃焼室方式ガスエンジンに比べて、シリンダヘッド４の中央には予燃焼室１３がなく点火プラグ６０が配されていること、パイロットガス供給系統（圧力レギュレータ４５、４６、４７、逆止弁４８、４９、５１、パイロットガス主管５０）が不要であることの特徴を有する。
【０００７】
図３は本実施形態のエンジンのガバニングすなわち運転制御機構を示すものである。この図において、着火源７０は、点火プラグ６０による火花点火装置と、パイロット油を使用するパイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０を併用する。また、燃料ガス制御系統８０は、エンジンスピードガバナ８１によって、アクチュエータ８２を介してガス圧力調整弁８３を制御し、燃料ガス量を調整することにより実施される。さらに、給気圧制御系統９０は、給気系９１と排気系９２との間に過給機９３が配されるとともに、この過給機９３と並設して給気系９１に設けられた給気圧力調整弁９４を、空燃比制御装置９５により、アクチュエータ９６を介して制御するようになっている。
【０００８】
このエンジンの場合、点火プラグ６０を使用してエンジンを起動させる。つまり、ディーゼル起動はしないので、各パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０を小さくできる。パイロット油量を全熱量比の０．２〜５％程度とすると、予燃焼室３１の容積比は全体の１〜３％程度に小さくすることができる。したがって、パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット３０をシリンダヘッド４の両サイドに配置することが可能となる。
【０００９】
また、パイロット燃料噴射系はエンジン起動時から動作させる。実際に噴射開始となるのは、パイロット油量、すなわち燃料噴射ポンプのラックの設定値にもよるが、例えば、全熱量比１％と設定すると、この場合の噴射開始は、エンジン回転数が９００〜１０００ｒｐｍとなってからである。ここで、パイロット油量を全熱量比の０．２〜５％程度としているので、常時噴射させてもガバニングに影響を与えない。したがって、複雑なリンク機構を用いないで、所望の噴射量に応じて上記燃料噴射ポンプのラックを調整し固定しても差し支えない。
【００１０】
上記のように構成されたパイロット着火ガスエンジンにあっては、起動時には、点火プラグ６０による火花点火を用いて、主燃焼室１内に供給された気体燃料と空気との混合気に確実に着火するから、エンジンが起動時に停止するようなことがなく円滑にエンジンが起動される。この時、パイロット燃料噴射系は動作させているが、所定の回転数に達していないため、着火せず、着火源として機能していない。
次いで、パイロット油量（燃料噴射ポンプのラック）の設定値に応じた所定のエンジン回転数に達すると、パイロット燃料噴射による着火が開始される。すなわち、吸気行程において主燃焼室１に燃料と空気の混合気を供給すると、圧縮行程においてピストン２により主燃焼室１内の希薄混合気が圧縮されて、連絡孔３３を介して予燃焼室３１に流入する。そこで、上死点直前の１０〜３０゜（クランク角度）あたりで、パイロット燃料噴射弁３２から少量の燃料油（パイロット油）を噴射する。そうすると、この噴射した燃料油が着火燃焼し、これが点火源となって予燃焼室３１内の混合気が着火燃焼する。そして、予燃焼室３１にて燃焼した火炎が、主燃焼室１に伝播し、主燃焼室１の混合気の着火源となって、主燃焼室１の混合気全体が燃焼する。
なお、パイロット燃料噴射による着火が確実となり、これを点火源としての運転が可能となったら、火花放電を止めても差し支えない。火花放電を継続させた場合には、多点点火による燃焼促進の効果を得ることができる。
【００１１】
図４は本発明のパイロット着火ガスエンジンにおいて、エンジン起動時の適正燃料ガス圧力を実験により求めたものである。この図からも明らかなように、予燃焼室方式のエンジン起動では、０．０５〜０．１５ｋｇｆ／ｃｍ2に対して、本発明の方式では０．１〜０．３ｋｇｆ／ｃｍ2と適正圧力レベルが高くかつ範囲が広い。このことは、圧力制御装置の制御精度は上記予燃焼室方式よりも厳密性を要求されず、簡単な装置として設計することが可能であることを示している。さらに、主燃焼室１内の混合気濃度は、吸気圧縮行程において生ずる燃焼室全体の流動攪拌作用によってほぼ均一な状態となるので、点火プラグ６０による火付きが容易である。
【００１２】
図５はシリンダ径２６０ｍｍの単シリンダエンジンを供試してエンジンの起動性を検証した例を示す。この図から、燃料ガス主管４２内のガス圧力が、エンジン起動操作の瞬間に、急激に０．４８ｋｇｆ／ｃｍ2［図５（ｂ）参照］に上昇してもエンジンが起動できること、逆に燃料ガスの供給が遅れて０．０１ｋｇｆ／ｃｍ2［図５（ａ）参照］と低くてもエンジン起動ができることが確認された。このように、燃料ガス圧力調整の過渡状態において、図４に示す適正範囲を若干外れた状態でも起動は可能であり、予燃焼室方式の起動に要求されるような微妙な燃料ガス圧力調整は不要であることが明らかになった。
【００１３】
さらに、波及効果として、負荷運転に入っても点火プラグ６０による火花点火を継続させれば、多点点火となって燃焼性の改善が図られる。その具体的な例を図６に示す。この図６は運転負荷率２５％（ＢＭＥＰ３．７５ｋｇｆ／ｃｍ2）の低負荷において、火花点火をさせた場合と停止させた場合のシリンダ出口排気温度変化を示すものである。この図から火花点火をさせると排気温度が１５℃低下することがわかる。これは排気弁の熱負荷を軽減させて弁の耐久性を高める効果をもたらす。
ここで、この排気温度が低下する理由を説明する。図７に示すように、クランク角毎の熱発生率を比較すると、膨張行程、上死点後３０〜５０゜における熱発生率が火花点火付加の場合は低い。つまり膨張による温度降下に対して、発生熱が少ない分排気温度降下の割合が大きく、その結果シリンダ出口排気温度が低くなったものである。
【００１４】
【発明の効果】
本発明の請求項１にあっては、シリンダヘッドに設けられた点火プラグとパイロット燃料噴射弁付予燃焼室とを適宜使用することにより、起動時には点火プラグの火花点火により直接主燃焼室内の混合気に着火を行い、所定回転数を越えると、パイロット燃料噴射弁による着火を行う。これにより、エンジン停止することなく、円滑にエンジンを起動することができるとともに、エンジンの運転を確実に継続することができる。
本発明の請求項２にあっては、点火プラグとパイロット燃料噴射弁付予燃焼室をともに主燃焼室の混合気の着火源として使用することにより、多点点火による燃焼促進を図ることができて、エンジンの燃焼性を改善することができ、かつエンジン熱効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の実施の一形態を示す燃焼室構造の断面図である。
【図２】 燃料ガス供給系の制御系統図である。
【図３】 運転制御系のブロック図である。
【図４】 エンジン起動のための燃料ガス圧力条件を示す説明図である。
【図５】 エンジン起動時を示す説明図である。
【図６】 負荷運転時のシリンダ出口排気温度を示す説明図である。
【図７】 熱発生率を比較した説明図である。
【図８】 本出願人が提案した予燃焼室方式ガスエンジンの断面図である。
【図９】 燃料ガス圧力制御系統図である。
【図１０】 エンジン起動の例を示す説明図である。
【符号の説明】
１ 主燃焼室 ２ ピストン
３ シリンダライナ ４ シリンダヘッド
３０ パイロット燃料噴射弁付予燃焼室ユニット
３１ 予燃焼室 ３２ パイロット燃料噴射弁
３３ 連絡孔 ６０ 点火プラグ
Claims (2)
- ピストンとシリンダとシリンダヘッドにより画定される主燃焼室に燃料を供給して燃焼させることにより駆動出力を得るガスエンジンであって、上記シリンダヘッドに、上記主燃焼室に面して配置され主燃焼室内の混合気に直接着火する着火源となる点火プラグと、パイロット油を噴射するパイロット燃料噴射弁を装着し上記主燃焼室内の混合気の着火源となるパイロット燃料噴射弁付予燃焼室とが設けられ、前記点火プラグの火花点火によりエンジンを起動させ、所定のエンジン回転数に達すると前記パイロット燃料噴射弁から噴射されるパイロット油の着火によりエンジンを運転させることを特徴とするパイロット着火ガスエンジン。
- 同一燃焼サイクルにおいて、点火プラグとパイロット燃料噴射弁付予燃焼室を同時または若干ずらして機能させ、これらを着火源として主燃焼室の混合気を燃焼させることを特徴とする請求項１記載のパイロット着火ガスエンジン。
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