JPH0524344B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は内燃機関、特にガソリン内燃機関の燃
料噴射制御装置に関し、特に、各気筒毎に独立し
て燃料噴射を行なう燃料噴射制御装置に関するも
のである。

［従来技術］ 従来より、内燃機関の燃料噴射制御装置の１つ
として、各気筒に設けられた燃料噴射弁毎に独立
して燃料噴射を行なう、いわゆる独立噴射方式の
燃料噴射制御装置がある。

この独立噴射方式の燃料噴射制御装置として
は、まず、内燃機関回転数と吸入空気量とに応じ
て空燃比が最適となる様に燃料噴射量を演算する
とともに他の運転状態に応じて補正を加え、次い
でその求められた燃料噴射量に応じて各気筒毎
に、当該気筒の任意の行程、つまり予め定められ
たクランク角度となつた時点において燃料噴射弁
を開弁し、燃料噴射制御を行なつている。

この様に燃料噴射量は運転状態に応じて算出さ
れているのであるが、燃料噴射の開始時期として
は固定化されてしまつており、運転状態に応じた
燃料噴射開始時期の制御は行なわれておらず、特
に、吸気管内の負圧の程度によつては、噴射され
た燃料がシリンダの吸気バルブに到達するまでの
飛行時間に、影響を与えることは考慮されていな
い。

さらに噴射される燃料がシリンダの吸気バルブ
に到達するが、従来では、最後に噴射される燃料
が吸気バルブに到達する時点と吸気バルブの吸気
速度との関係を考慮した制御がなされていなかつ
た。つまり最後に噴射される燃料が吸気バルブに
吸気される時点で、十分吸気速度が高くないと、
燃料が壁面に付着してしまつたり、燃料が十分に
微粒化されなかつたりするという問題点がある。
そのため従来では未燃混合気が残つてしまう可能
性があつた。さらに最後に噴射される燃料が吸気
バルブに到達する時点で吸気速度が低いと、シリ
ンダ内での混合気の旋回流が十分でなく、ノツキ
ングが起きるという問題もある。

例えば近年、燃料噴射弁を用いた内燃機関にお
いて、燃料の霧化効果向上のため、エアアシスト
システムをとつているものがあるが、前記の如く
吸気管内の負圧による燃料の飛行時間、および最
後の燃料が吸気バルブに到達する時点での吸気速
度を考慮すべきである。

エアアシストシステムは、スロツトルバルブよ
り上流側の吸入空気を、スロツトルバルブを通過
させずに直接、噴射弁の燃料噴射口近傍に導き、
スロツトルバルブ下流の負圧により、空気を吹き
出させ、燃料の霧化効果を向上させるものであ
る。

しかしながら内燃機関の負荷の程度により、そ
の負圧の程度が異なる。そのため、霧化された燃
料の噴出速度が異なり、シリンダの吸気バルブへ
燃料が到達する飛行時間が影響される。それ故、
負荷の程度により常に同一のパターンでシリンダ
へ燃料が吸入されるとは限らなくなり、燃料の吸
気管への付着状態や空気との混合状態に違いを生
じ、これまでの固定化された噴射開始時期では燃
料燃焼の安定性、燃費、排出ガス、過渡応答性等
の点で、必ずしも内燃機関の運転状態に対応した
最適な燃料噴射開始時期とはなり得ない。

［発明の目的］ よつて本発明の目的は、内燃機関の運転状態に
応じた燃料噴射弁の開弁開始時期の算出を、最後
の燃料が吸気弁に到達する時点での吸気速度を考
慮に入れて行うことで、未燃混合気を低減すると
ともにノツキングを防止する燃料噴射制御装置を
提供することにある。

［発明の構成］ かかる目的を達するための本発明の構成は第１
図に図示する如く、 内燃機関Ｍ２の運転状態検出手段Ｍ３と、 各気筒の吸気管毎に設けられた燃料噴射手段Ｍ
４と、 内燃機関Ｍ２の運転状態に応じて燃料噴射時間
を算出し、各気筒の吸気管内に噴射された燃料
が、対応する気筒の吸気弁に到達するに要する飛
行時間を求め、内燃機関Ｍ２の回転数を検出し、 上記燃料噴射時間、上記飛行時間、上記回転
数、上記燃料噴射手段Ｍ４の閉弁時間、および上
記吸気弁の吸気速度が最も高くなるクランク角度
に基づいて、上記燃料噴射手段Ｍ４から噴射され
る最後の燃料が上記吸気弁に到達する時点で吸気
速度が最も高くなる燃料噴射開始時期を算出する
とともに、 該燃料噴射開始時期から上記燃料噴射時間、上
記燃料噴射手段Ｍ４に対し燃料噴射信号を出力す
る制御手段Ｍ７と を備えたことを特徴とする内燃機関Ｍ２の燃料噴
射制御装置を要旨とする。

［作用］ 本発明の内燃機関の燃料噴射制御装置によれ
ば、運転状態検出手段が内燃機関の運転状態を検
出し、各気筒の吸気管毎に設けられた燃料噴射手
段が燃料を噴射する。制御手段は、内燃機関の運
転状態に応じて燃料噴射時間を算出し、各気筒の
吸気管内に噴射された燃料が、対応する気筒の吸
気弁に到達するに要する飛行時間を求める。また
内燃機関の回転数が運転状態検出手段により検出
される。制御手段は、燃料噴射時間、飛行時間、
回転数、燃料噴射手段の閉弁時間、および吸気弁
の吸気速度が最も高くなるクランク角度に基づい
て、噴射される最後の燃料が上記吸気弁に到達す
る時点で吸気速度が最も高くなる燃料噴射開始時
期を算出する。そして燃料噴射開始時期から燃料
噴射時間、燃料噴射手段に対し燃料噴射信号が出
力される。

このことにより最後に噴射される燃料が吸気バ
ルブに到達する時点と吸気バルブの吸気速度とを
考慮に入れた制御となる。つまり最後に噴射され
る燃料が吸気バルブに吸気される時点で、吸気速
度が最高となるように燃料噴射開始時期が算出さ
れている。このことで吸気バルブに向けて噴射さ
れた燃料の内、特に壁面に付着したり十分に微粒
化されない可能性の高い最後の燃料が、最高の吸
気速度で吸気されることになる。そのため最後の
燃料でも壁面に付着することが抑制され、燃料の
吸気バルブ位置での２次微粒化が促進される。こ
のことは未燃混合気の削減につながる。さらに最
後の燃料を吸気する時点で吸気速度が最高とする
ためシリンダ内での混合気の旋回流をを大きくす
ることができ、ノツキング防止も図れる。

以下本発明の実施例を図面に基づき説明する。

［実施例］ まず、第２図は本発明の燃料噴射制御装置が搭
載された四サイクル四気筒内燃機関及びその周辺
装置を表わす概略系統図である。

１は内燃機関本体、２は排気管、３は吸気管、
４は内燃機関１の吸入空気中に燃料を噴射する燃
料噴射弁、５は吸入空気の脈動を防止するサージ
タンク、６はコールドスタート用燃料噴射弁、７
はフアーストアイドル回転を制御するエアバル
ブ、８はスロツトルバルブ、９は副吸気管であ
り、１０はエアフロメータである。

上記した副吸気管９は、スロツトルバルブ８の
上流側から空気を吸入し、内燃機関１のアイドル
時に内燃機関の目標回転数を実現するためにその
流量を制御し、また、アイドル以外の時は一定量
の開口を保持するよう制御されているアイドルス
ピードコントロール用の流量制御弁９ａ（以下
ISCVと言う）を介して、燃料噴射弁４の先端部
に吸入空気を送出している。このことにより、
ISCV９ａが開口していれば、吸入空気量は副吸
気管９を通つて燃料噴射弁４の先端部に噴きだす
ことになる。こうしてその副吸気管９を通つてき
た吸入空気は燃料噴射に対しアシストエアとして
の効果を発揮する。

また上記エアバルブ７は同様にスロツトル８上
流部分から吸入空気を吸入しエアバルブ７が開口
している場合、そのまま吸入空気をサージタンク
５へ流出することになる。エアバルブ７が開口す
るのは内燃機関１が冷間状態にある場合である。

また、燃料タンク１１中の燃料は燃料フイルタ
１２を介して燃料ポンプ１３により燃料噴射弁４
へ圧送される。同時にコールドスタート用噴射弁
６へも圧送される。

これとは別に燃料ポンプ１３より圧送された燃
料は燃料圧力を制御するレギユレータ１５に分流
する。レギユレータ１５は流入口１５ａへの円錘
台状調節弁１５ｂの挿入程度により燃料タンク１
１への還流量を調節し、燃料噴射弁４の燃料噴射
圧力を調節している。この燃料圧力は基本的には
上記調節弁１５ｂが立設しているダイヤフラム１
５ｃをその反対側から押圧しているバネ１５ｄの
押圧力により決定される。ただバネ１５ｄの収納
室１５ｅにはアシストエアの圧力が、燃料噴射弁
４の先端部近傍の副吸気管９から導入され、調節
弁１５ｂを微調整する。アシストエアの圧力が高
い場合には燃料の流入口１５ａが狭くなり還流量
が低下して燃料圧力が上昇し、逆にアシストエア
の圧力が低い場合には燃料の還流量が多くなり燃
料圧力が下降する。このことにより、燃料のアシ
ストエアに対する相対的圧力が一定化され、燃料
噴射量の制御を精密なものとする。

又、デイストリビユータ１６には内燃機関１の
クランク軸に同期して回転し、該回転に比例した
パルス信号を発生する回転角センサ１６ａと特定
気筒の上死点を検出する気筒判別センサ１６ｂと
が設けられ、各々検出信号を出力している。更に
シリンダには水温センサ１７が設置され、シリン
ダの冷却水温に応じた信号を出力している。

次に１８は電子制御回路であり、スロツトルバ
ルブ８に連動してその全閉信号及び開度信号を出
力するスロツトルポジヨンセンサ８ｂ及びエアフ
ロメータ１０からの検出信号を入力し、それらの
データに基づき演算制御を行ない、必要に応じて
燃料噴射弁４の開口時間を調整する信号、エアバ
ルブ７の開口状態を制御する信号、コールドスタ
ート用燃料噴射弁６の開口状態を制御する信号及
び副吸気管９の空気流量を制御するISCV９ａの
開口面積を制御する信号を出力している。

第３図は上記した燃料噴射弁４の先端拡大部分
断面図を示す。副吸気管９から供給される吸入空
気は、燃料噴射弁４のノズル２１部分に設けられ
たアダプタ２２と燃料噴射弁取付穴２３との間の
間隙部２４に流入し、次いでアダプタ２２の周囲
に設けられた空気取入孔２５からノズル２１の先
端部周辺へ流入する。その後、吸入空気はアダプ
タ２２に設けられた噴出口２６から、燃料噴射弁
４のノズル２１から噴射される燃料と共に、イン
テークマニホールド３の吸入空気中へ噴射され
る。ここで２７はＯリングであり、アダプタ２２
と燃料噴射弁取付穴２３との間に介在し密閉状態
にするとともに、Ｏリング２７の位置の反対側に
も、燃料噴射弁４と燃料噴射弁取付穴２３間にリ
ング状インシユレータ２８が設けられ、間隙部２
４を気密状態に保持している。

上記した各装置の内、スロツトルポジシヨンセ
ンサ８ｂ、エアフロメータ１０、回転角センサ１
６ａ、気筒判別センサ１６ｂ及び水温センサ１７
のグループ、あるいはこれらのセンサに更に図示
しない吸気管圧力センサを加えたグループが運転
状態検出手段に該当し、燃料噴射弁４が燃料噴射
手段に該当し、副吸気管９が空気導入手段に該当
し、スロツトルポジシヨンセンサ８ｂとエアフロ
メータ１０との組み合せ、またはこの替りに図示
していない吸気管圧力センサが内燃機関負荷検出
手段に該当し、電子制御回路１８が制御手段に該
当する。

次に第４図は電子制御回路１８のブロツク図を
表わしている。

３０は各センサより出力されるデータを制御プ
ログラムに従つて入力及び演算すると共に、
ISCV９ａ等の各種装置を作動制御等するための
処理を行うセントラルプロセシングユニツト（以
下、単にCPUと呼ぶ）、３１は前記制御プログラ
ム及び目標回転数のマツプ等の初期データが格納
されるリードオンリメモリ（以下、単にROMと
呼ぶ）、３２は電子制御回路１８に入力されるデ
ータや演算制御に必要なデータが一時的に読み書
きされるランダムアクセスメモリ（以下単に
RAMと呼ぶ）、３３はキースイツチがオフされ
ても以後の内燃機関作動に必要なデータを保持す
るようバツテリによつてバツクアツプされたバツ
クアツプランダムアクセスメモリ（以下単にバツ
クアツプRAMと呼ぶ）、３４は図示していない
入力ポートや必要に応じて設けられる波形整形回
路、各センサの出力信号をCPU３０に選択的に
出力するマルチプレクサ、アナログ信号をデジタ
ル信号に変換するＡ／Ｄ変換器等が備えられた入
力部をそれぞれ表わしている。３５は図示してい
ない出力ポートが設けられその他必要に応じて
ISCV９ａ等をCPU３０の制御信号に従つて駆動
する駆動回路等が備えられた出力部、３６は
CPU３０、ROM３１等の各素子及び入力部３
４、出力部３５を結び各データが送られるバスラ
インをそれぞれ表わしている。

上記、CPU３０によるISCV９ａの制御は、
ISCV９ａの開口面積に相当するデユーテイのパ
ルス信号により実行される。

また、CPU３０においては図示せぬメインル
ーチンにて各センサからの信号に基づき冷却水温
Tw、スロツトル開度TH、吸入空気量Ｑ、内燃
機関回転数Ｎ等が演算されると共に、その演算さ
れた各データ値に基づき燃料噴射量に対応した噴
射パルス幅τiが演算されることとなる。尚、この
処理については公知であることから省略し、次に
本発明にかかわる主要な処理である燃料噴射時期
の設定、つまり燃料噴射弁の開弁開始時期設定及
び噴射パルス出力の制御例について図を参照しつ
つ詳しく説明する。

第５図イ，ロの第１制御例に示すフローチヤー
トは、各気筒毎に内燃機関２回転に１回の割で実
行される処理を表わす。第５図イは噴射パルス開
始時期設定サブルーチンであり、その処理が開始
されるとまずステツプ110にてメインルーチンに
て求められた冷却水温Tw、スロツトル開度TH、
吸入空気量Ｑ、内燃機関回転数Ｎ、噴射パルス幅
τi等各データ値が読み込まれ、続くステツプ120
に移行する。

次にステツプ120において、ステツプ110にて読
み込まれたＱとＮとの値から内燃機関の負荷を表
わすＱ／Ｎ［ｌ／rev］を求め、この値に基づき関
数ｆ（Ｑ／Ｎ）又はｆ（Ｑ／Ｎ）に対応するマツプ
からＢが算出される。Ｂは燃料噴射弁４より吸気
バルブ１ａまでの燃料飛行時間を表わす。この関
数ｆ（Ｑ／Ｎ）に該当するマツプは例えば第６図
のごとくである。

次にステツプ130の処理が実行され、燃料噴射
弁４の開弁開始時期θsが次の式(1)により算出され
る。

θs＝θ−６×Ｎ×10^-3×（τi＋Ａ＋Ｂ）… (1) 上記式(1)中、開弁開始時期θsは吸気上死点（吸
気行程におけるピストンの上死点）を基準とした
クランク角度［゜CA］で表わされるものであつ
て、具体的には燃料噴射弁４の開弁信号である噴
射パルス信号の出力開始時期、つまり噴射パルス
開始時期を表わす。θは吸気上死点を基準として
予め定められたクランク軸の設定角度［゜CA］
を表わす。Ａは燃料噴射弁４の閉弁時間［msec］
を表わす。

また、上記式(1)中、内燃機関回転数Ｎの単位は
［r.p.m.］、噴射パルス幅τiの単位は［msec］、燃
料飛行時間Ｂの単位は［msec］で表わされてい
る。

上述の如き処理によつて開弁開始時期θsが算出
されると、この処理の後、第５図ロに示す噴射パ
ルス出力サブルーチンにて燃料噴射弁４がθsの時
点で開弁され燃料噴射が行われることとなる。噴
射パルス出力サブルーチンではステツプ150にて
クランク角がθsになるまで待機し、θsになれば
「YES」と判定されて、ステツプ160が実行され、
パルス幅τiの噴射パルスが出力されて、τi分の燃
料噴射が行なわれることになる。

次に上記演算式(1)にて算出される開弁開始時期
について第７図に示す燃料噴射弁４及び吸気バル
ブ１ａの開・閉弁タイミングチヤートと共に説明
する。尚、図においてTDCはピストンの上死点、
BDCは下死点、INOは吸気バルブ開弁時期、
INCは吸気バルブ閉弁時期、EXCは排気バルブ
閉弁時期を夫々表わしている。

上記演算式(1)においてθは上述した如く、吸気
上死点であるTDCを基準として予め定められた
設定角度［゜CA］であるが、これは具体的に説
明すると、燃料噴射弁４から噴射された最後の燃
料が吸気バルブ１ａに到達する時期を予め設定す
るものであつて、吸気上死点後60゜CAないし
120゜CAの値が望ましく、図に示す如く本実施例
においては吸気上死点後80゜CAとしている。また
この理由としては吸気上死点後60［゜CA］ないし
120［゜CA］の時点における吸気バルブ１ａ位置
での吸気速度が最も早くなり、また吸気バルブ１
ａが最も大きく開いているので、この時点を燃料
の最終到達時点とすれば燃料の壁面付着の抑制及
び燃料の吸気バルブ１ａ位置での２次微粒化をよ
り促進することができるようになるからである。

次に、演算式(1)中の ６×Ｎ×10^-3×（τi＋Ａ＋Ｂ） というのは、メインルーチンにて求められた燃料
噴射パルス幅τi［msec］と、実際に燃料噴射弁４
が閉じるのにかかる閉弁時間Ａ［msec］と、燃料
噴射弁４より噴射された最後の燃料が吸気バルブ
１ａまで到達するのにかかる飛行時間Ｂ［msec］
とをクランク角に換算するためのものであり、こ
の値を前記設定角度θより引くことによつて燃料
噴射弁４の開弁開始時期θsが求められる。

上記飛行時間Ｂと負荷を表わす値Ｑ／Ｎとの関
係は前述したごとくＢ＝ｆ（Ｑ／Ｎ）で示され、
第６図に示すごとく、Ｑ／Ｎの増加に応じてｆ
（Ｑ／Ｎ）も増加する。このことは、Ｑ／Ｎの増
加により、吸気管３内の気圧が増加するため、副
吸気管９を通過してきたほぼ外気圧に近い空気の
吹き出し速度が低下し、飛行時間が延長するから
である。

上述の如く、本実施例は飛行時間Ｂを内燃機関
負荷Ｑ／Ｎの値から算出することによつて更に緻
密な制御を行なおうとするものであり、全燃料が
吸入された後に吸気速度が最高となるので、シリ
ンダ内での混合気の旋回流を大きくできることか
ら、ノツキング防止も図れるものである。

又、第２制御例として、第８図に噴射パルス開
始時期設定サブルーチンのフローチヤートを示
す。この噴射パルス開始時期設定サブルーチン
は、第５図ロに示す第１制御例の噴射パルス出力
サブルーチンと組み合せて用いる。ここでは、飛
行時間Ｂを求めるのに、負荷を表わすパラメータ
として吸気管圧力Ｐを用いている。

ただし、このフローチヤートにおいて、２１
０，２３０はそれぞれ第１制御例のフローチヤー
トのステツプ110，130と同一の処理を行なうステ
ツプである。

また、ステツプ220において、吸気管圧力Ｐの
値に基づき、関数ｇ（Ｐ）又はそれに対応するマ
ツプにより飛行時間Ｂ［msec］が算出される。上
記マツプは、Ｐが絶対圧として例えば第９図のよ
うなグラフで表わされる。Ｐの増加に伴つてｇ
（Ｐ）が増加する傾向にあるが、これは負荷を表
わす吸気管圧力Ｐの増加に伴つて、副吸気管９か
らの吹き出し速度が低下するため飛行時間が増加
するからである。

本制御例によれば、Ｑ及びＮに比較して、Ｐは
負荷変化に対する応答性が速いため、より正確な
制御が可能となる。

［発明の効果］ 以上詳述した通り本発明では、最後に噴射され
る燃料が吸気バルブに到達する時点と吸気バルブ
の吸気速度との関係を考慮した制御が実行され
る。つまり最後に噴射される燃料が吸気バルブに
吸気される時点で、吸気速度が最高となるように
燃料噴射開始時期が算出されている。このことで
吸気バルブに向けて噴射された燃料の内、特に壁
面に付着したり十分に微粒化されない可能性の高
い最後の燃料が、最高の吸気速度で吸気されるこ
とになる。そのため最後の燃料でも壁面に付着す
ることが抑制され、燃料の吸気バルブ位置での２
次微粒化が促進される。このことは未燃混合気の
削減につながる。さらに最後の燃料を吸気する時
点で吸気速度が最高とするためシリンダ内での混
合気の旋回流を大きくすることができ、ノツキン
グ防止も図れる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の基本的構成を表わすブロツク
図、第２図は一実施例の燃料噴射制御装置が搭載
された内燃機関及びその周辺装置を表わす概略系
統図、第３図は燃料噴射弁先端部周辺の拡大部分
断面図、第４図はそこに用いられる電子制御回路
の構成を表わすブロツク図、第５図イはその第１
制御例の噴射パルス開始時期設定処理を表わすフ
ローチヤート、第５図ロは第１制御例の噴射パル
ス出力処理を表わすフローチヤート、第６図は
Ｑ／Ｎから燃料飛行時間を求めるマツプを表わす
グラフ、第７図は本実施例の動作を表わす燃料噴
射弁及び吸気バルブの開・閉弁タイミングチヤー
ト、第８図は第２制御例のフローチヤート、第９
図はＰから燃料飛行時間を求めるマツプを表わす
グラフである。 １…内燃機関、１ａ…吸気バルブ、３…吸気
管、４…燃料噴射弁、８…スロツトルバルブ、９
…副吸気管、１０…エアフロメータ、１６ａ…回
転角センサ、１８…電子制御回路。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 内燃機関の運転状態検出手段と、 各気筒の吸気管毎に設けられた燃料噴射手段
   と、 内燃機関の運転状態に応じて燃料噴射時間を算
   出し、各気筒の吸気管内に噴射された燃料が、対
   応する気筒の吸気弁に到達するに要する飛行時間
   を求め、内燃機関の回転数を検出し、 上記燃料噴射時間、上記飛行時間、上記回転
   数、上記燃料噴射手段の閉弁時間、および上記吸
   気弁の吸気速度が最も高くなるクランプ角度に基
   づいて、上記燃料噴射手段から噴射される最後の
   燃料が上記吸気弁に到達する時点で吸気速度が最
   も高くなる燃料噴射開始時期を算出するととも
   に、 該燃料噴射開始時期から上記燃料噴射時間、上
   記燃料噴射手段に対し燃料噴射信号を出力する制
   御手段と を備えたことを特徴とする内燃機関の燃料噴射制
   御装置。