JP4376275B2 - ガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造 - Google Patents

Description

この発明は、ガスエンジンの燃料噴射弁構造に関する。

従来より、ガスエンジンとして、主燃焼室内に混合気(燃焼室に導入される前に都市ガス等気体燃料と空気とを適正な割合で混合した気体)を供給し、微少の重油あるいは軽油等の液体燃料を噴射して、上記混合気を着火・燃焼させる方式のガスエンジンがある。また、上記液体燃料が噴射される予燃焼室等と呼ばれる副室を設置しているものもあり、その場合は、上記主燃焼室に連通された上記副室内に上記主燃焼室内の混合気の一部を導入し、その状態の上記副室内に微少の重油あるいは軽油等の液体燃料を噴射し、上記混合気を着火・燃焼させるようにしている。何れの方式のガスエンジンもマイクロパイロット式ガスエンジンと呼ばれている。

このような上記副室を備えたマイクロパイロット式ガスエンジンに用いられるガスエンジンの燃料噴射弁として、特開２００３‐２５４１９５号公報(特許文献１)に開示された「燃料噴射弁取付構造」がある。図６は、特許文献１に開示されたガスエンジンにおける燃料噴射弁取付構造の断面を示す。図６において、１はシリンダヘッド、２はこのシリンダヘッド１内の冷却水室、３は燃料噴射弁、４は主燃焼室、５は下部副室口金、６は上部副室口金、７は下部副室口金５および上部副室口金６の内部に形成された副室、８は主燃焼室４と副室７とを連通する連絡孔、９は始動時予熱用のグロープラグである。さらに、燃料噴射弁３は、ノズルチップ１０、ノズルチップ１０の先端部に複数個穿孔された噴孔１１(図７参照)、ノズルチップ１０内に往復摺動可能に嵌合された針弁１２、ノズルナット１３、ノズル本体１４で構成されている。

ガスエンジンの運転時において、上記副室７内に連絡孔８を通して導入されたガス中に燃料噴射弁３の噴孔１１から所定の噴射タイミングでパイロット液体燃料が噴射され、副室７内において着火燃焼がなされる。その場合、上記着火燃焼による副室７内の燃焼ガスによって、燃料噴射弁３のノズルチップ１０における先端近傍が高温に加熱される。しかしながら、ノズルチップ１０は、その先端近傍における上部副室口金６とのシート部１５が円錐状面に形成されて、ノズル側シート面１５aと口金側シート面１５bとが流体密な形態で直接接触され、燃料噴射弁締付ボルト(図示せず)の締付力によって上部副室口金６に締付け固定されている。したがって、高温に加熱されているノズルチップ１０の熱はシート部１５を介して上部副室口金６に伝達され、さらに、上部副室口金６の外面からシリンダヘッド１に設けられた冷却水室２内の冷却水に伝達される。こうして、ノズルチップ１０が冷却されるのである。

また、上記マイクロパイロット式ガスエンジンにおいては、起動時等の冷態時等には着火性が悪い。そこで、図６に示すように、上部副室口金６を燃料噴射弁３と略同じ方向に貫通して、グロープラグ９をその先端部を副室７内に露出させて設置している。そして、副室７内において、パイロット液体燃料が噴霧される近傍のガス燃料をグロープラグ９によって暖めて、上記混合気の着火性を向上させるのである。

しかしながら、上記特許文献１に開示された従来の燃料噴射弁取付構造には、以下のような問題がある。

すなわち、上記マイクロパイロット式ガスエンジンに用いられる燃料噴射弁３は、構造的に副室７(あるいは主燃焼室４)に直接面しており、燃焼に伴って発生する燃焼熱を直接受けることになる。また、燃料噴射弁３から副室７に噴射されるパイロット液体燃料は、前もってコモンレール方式等によって１０００bar程度まで圧縮されている。そして、このパイロット液体燃料の圧縮には温度上昇が伴う。さらに、この高圧に圧縮されたパイロット液体燃料が、ノズル本体１４のパイロット液体燃料流入孔(図示せず)を高速で通過するため、その際に摩擦熱が発生する。また、パイロット液体燃料の噴射量は少なく、したがってパイロット液体燃料自身による冷却効果は少ない。以上のような熱的影響を受けた場合、パイロット液体燃料のコーキング発生に伴う不整噴射やノズルヘッド付近の高温化による針弁１２の焼き付き等の不具合が発生する可能性が高まる。

そこで、上述のような上記燃料噴射弁３の高温化に伴う不具合を解決するべく、上記特許文献１に開示された従来の燃料噴射弁取付構造においては、燃料噴射弁３を、図７に示すように、ノズルチップ１０と上部副室口金６とのシート部１５が燃料噴射弁３の軸線に対称な円錐状面(コーン面)に形成しており、ノズルチップ１０の先端近傍に形成されたノズル側シート面１５aと上部副室口金６に形成された口金側シート面１５bとを流体密な形態によって直接接触させて上部副室口金６に圧接させている。こうして、高温に加熱されたノズルチップ１０の熱を、シート部１５を介して上部副室口金６に伝達させ、上部副室口金６の外面から冷却水室２内の冷却水に伝達させ、ノズルチップ１０を上部副室口金６を介して間接的に冷却するようにしている。

しかしながら、上記冷却水室２はシリンダヘッド１内に形成されており、冷却水室２を流れる冷却水による上部副室口金６を介した間接的な冷却では、何もしないよりは多少の冷却効果は得られるが、上記不具合の完全対策には至っていないという問題がある。

また、上記特許文献１に開示された従来の燃料噴射弁取付構造においては、上記グロープラグ９を、上部副室口金６を略垂直方向に貫通させて、燃料噴射弁３とは別体に設置している。そのため、必然的に、図６に示されているように、燃料噴射弁３、つまり噴孔１１を、副室７の中心に対してオフセットさせる必要が生ずる。その結果、パイロット液体燃料の噴射位置がオフセットされることによって、噴射・燃焼性能に影響を及ぼして期待通りのエンジン性能が得られなくなるという問題もある。

さらに、上記上部副室口金６には、燃料噴射弁３挿通用の孔とグロープラグ９挿通用の孔とを形成する必要があり、上部副室口金６の強度が低下するという問題がある。また、上部副室口金６の強度を維持するために上部副室口金６の径を大きくした場合には、シリンダヘッド１に形成する上部副室口金６挿通用の孔径を大きくしなければならず、シリンダヘッド１の強度が低下するという問題が生ずる。
特開２００３‐２５４１９５号公報

そこで、この発明の課題は、ガスエンジンの燃料噴射弁におけるノズルヘッドを冷却水で直接冷却することができ、パイロット液体燃料の噴射位置をオフセットさせる必要がないガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造を提供することにある。

上記課題を解決するため、この発明のガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造は、
マイクロパイロット式ガスエンジンの予燃焼室に液体燃料を供給する燃料噴射弁本体と、
上記燃料噴射弁本体の先端に取り付けられると共に、上記燃料噴射弁本体から供給される液体燃料を上記予燃焼室に噴射するノズルが設けられたノズルチップと、
上記燃料噴射弁本体と上記ノズルチップとを内嵌するホルダーガイドと、
上記ホルダーガイドが取り付けられたシリンダヘッドと
を備え、
上記ノズルチップは、その先端部に上記ノズルの噴口を有すると共に、この噴口を開閉するニードルバルブが着座する弁座を有し、
上記ノズルチップの先端部における上記弁座の直近に、上記弁座を取り囲んで形成された環状の冷却液体通路と、
上記ホルダーガイド,上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップに形成されて、上記冷却液体通路に冷却液体を供給する冷却液体供給通路と、
上記ホルダーガイド,上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップに形成されて、上記冷却液体通路から冷却液体を回収する冷却液体回収通路と、
上記シリンダヘッドに上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されると共に、上記冷却液体供給通路に連通して、上記冷却液体供給通路に冷却液体を導入する冷却液体導入孔と、
上記シリンダヘッドに上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されると共に、上記冷却液体回収通路に連通して、上記冷却液体回収通路からの冷却液体を導出する冷却液体導出孔と
をさらに備えたガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造において、
上記燃料噴射弁本体とこの燃料噴射弁本体の先端に取り付けられた上記ノズルチップとの中心軸に沿って、上記燃料噴射弁本体と上記ノズルチップとを貫通すると共に、上記ノズルチップにおける上記噴口が設けられた端面に開口を有して設けられたグロープラグ挿通孔と、
上記グロープラグ挿通孔内に挿通され取り付けられて上記ノズルチップの端面に設けられた上記開口から先端を突出させると共に、上記ノズルチップの上記噴口から燃料が噴射される近傍の気体を暖めるグロープラグと
を備えたことを特徴としている。

上記構成によれば、燃料噴射弁本体の先端に取り付けられたノズルチップの先端部におけるノズルの噴口を開閉するニードルバルブの弁座の直近に、上記弁座を取り囲んで形成された環状の冷却液体通路に、冷却液体供給通路,冷却液体導入孔,冷却液体回収通路および冷却液体導出孔を介して冷却液体を供給・回収することができる。したがって、上記環状の冷却液体通路の極近傍に位置する上記ニードルバルブおよびその弁座を直接冷却することができる。

したがって、熱的影響から上記燃料噴射弁本体の先端部および上記ノズルチップを守ることができる。その結果、燃料油のコーキング発生に伴う不整噴射やノズルチップ先端付近の高温化による上記ニードルバルブの焼き付き等の不具合を抑制することができる。

さらに、上記冷却液体導入孔および上記冷却液体導出孔は、上記シリンダヘッドに、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されている。したがって、燃料給排系に対して定期点検を行う場合は、上記シリンダヘッドから上記ホルダーガイドを上方に抜き出すだけでよく、上記冷却液体供給通路および上記冷却液体回収通路に対して冷却液体の給排を行う配管に邪魔されずに、簡単に行うことができる。さらに、上記冷却液体導入孔および上記冷却液体導出孔に接続されている配管に漏れが生じた場合でも、上記配管は上記シリンダヘッドの側面にあるので、上記シリンダヘッド上に配置された動弁機構が濡れることがなく、上記動弁機構の潤滑性等に影響を及ぼすことを防止できる。

さらに、上記ノズルチップの上記噴口から燃料が噴射される近傍の気体を暖めるグロープラグが、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップを貫通するグロープラグ挿通孔内に挿通されて取り付けられている。したがって、従来のごとく、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップで成る燃料噴射弁、つまり上記ノズルの噴口を、上記燃焼室の中心に対してオフセットさせる必要がない。その結果、噴射・燃焼性能に影響を及ぼすことが無く期待通りのエンジン性能を得ることができる。

また、上記ホルダーガイドに上記燃料噴射弁挿通用の孔に加えて上記グロープラグ挿通用の孔を形成する必要がなく、上記ホルダーガイドの強度が低下することはない。したがって、上記ホルダーガイドの径を大きくする必要もなく、上記シリンダヘッドの強度が低下することもない。

さらに、マイクロパイロット式ガスエンジンにおいて、予燃焼室における液体燃料の燃焼による熱的影響から、上記燃料噴射弁本体の先端部および上記ノズルチップを守ることができる。

以上より明らかなように、この発明のガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造は、ノズルチップにおけるニードルバルブ用の弁座の直近に、上記弁座を取り囲んで環状の冷却液体通路を形成し、この冷却液体通路に、冷却液体供給通路,冷却液体導入孔,冷却液体回収通路および冷却液体導出孔を介して冷却液体を供給・回収するので、上記環状の冷却液体通路の極近傍に位置する上記ニードルバルブおよびその弁座を直接冷却することができる。

そのため、熱的影響から上記燃料噴射弁本体の先端部および上記ノズルチップを守ることができ、燃料油のコーキング発生に伴う不整噴射やノズルチップ先端付近の高温化による上記ニードルバルブの焼き付き等の不具合を抑制することができる。

さらに、上記冷却液体導入孔および上記冷却液体導出孔は、上記シリンダヘッドに、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されている。したがって、燃料給排系に対して定期点検を行う場合は、上記シリンダヘッドから上記ホルダーガイドを上方に抜き出すだけでよく、上記冷却液体供給通路および上記冷却液体回収通路に対して冷却液体の給排を行う配管に邪魔されずに、簡単に行うことができる。さらに、上記冷却液体導入孔および上記冷却液体導出孔に接続されている配管に漏れが生じた場合でも、上記シリンダヘッド上に配置された動弁機構が濡れることがなく、上記動弁機構の潤滑性等に影響を及ぼすことを防止することができる。

さらに、上記ノズルチップの上記噴口から燃料が噴射される近傍の気体を暖めるグロープラグが、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップを貫通するグロープラグ挿通孔内に挿通されて取り付けられているので、従来のごとく、上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップで成る燃料噴射弁、つまり上記ノズルの噴口を、上記燃焼室の中心に対してオフセットさせる必要がない。その結果、噴射・燃焼性能に影響を及ぼすことが無く期待通りのエンジン性能を得ることができる。

また、上記ホルダーガイドに上記燃料噴射弁挿通用の孔に加えて上記グロープラグ挿通用の孔を形成する必要がなく、上記ホルダーガイドの強度が低下することはない。したがって、上記ホルダーガイドの径を大きくする必要もなく、上記シリンダヘッドの強度が低下することもない。

以下、この発明を図示の実施の形態により詳細に説明する。図１は、本実施の形態のガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造を備えたシリンダヘッド部の断面を示す。

図１において、ガスエンジン２１は、シリンダライナ２２と、このシリンダライナ２２内を上下に往復動するピストン２３と、燃料噴射弁２４を内嵌すると共に燃料噴射弁２４よりも先端側に先端側が窄められた空間でなる上記予燃焼室である副室２５を有するホルダーガイド２６が設けられたシリンダヘッド２７とを含んで構成されている。

上記ホルダーガイド２６は、シリンダヘッド２７の略中央部に、シリンダライナ２２の中心部方向に向いた状態で配置されている。そして、このホルダーガイド２６における副室２５よりも先端部には、副室２５よりも小径に構成されると共に、内部が副室２５に連通している副室ノズル２８が設けられている。そして、副室ノズル２８の先端は、シリンダライナ２２とピストン２３とシリンダヘッド２７とで区画された主燃焼室２９に露出しており、この露出部に副室２５を主燃焼室２９内に連通させる複数の噴口２８aが放射状に設けられている。

また、上記燃料噴射弁２４は、上記燃料噴射弁本体としてのインジェクションボディ３０とこのインジェクションボディ３０の先端の端面に密着固定されたノズルチップ３１とを含んで構成されている。そして、インジェクションボディ３０およびノズルチップ３１内には、中心軸に沿って、副室２５内への液体燃料の噴射・停止を行うニードルバルブ３２が配置されると共に、このニードルバルブ３２の近傍に、ニードルバルブ３２と略平行にグロープラグ３３が設置されている。さらに、上記インジェクションボディ３０に対して、シリンダヘッド２７に半径方向に形成された冷却水導入孔３４および冷却水導出孔３５と、この両孔３４,３５に接続された冷却水系統のエンジン入口部(ポンプ出口部)から分岐された配管３６,３７とを介して、冷却水が供給・排出されるようになっている。

図２は、上記燃料噴射弁２４の中心軸を含む縦断面を示す。尚、図２(a)は、図１の場合と同じ位置での断面を示している。また、図２(b)は、図２(a)における断面位置に対して９０°回転した位置での断面を示す。また、図３は、燃料噴射弁２４を、シリンダヘッド２７に取り付けた状態で上方から、つまり図２の状態で左方から見た図を示す。すなわち、図２(a)は、図３におけるＡ‐Ａ'矢視断面図である。また、図２(b)は、図３におけるＢ‐Ｂ'矢視断面図である。

図２および図３に示すように、上記燃料噴射弁２４は、インジェクションボディ３０とノズルチップ３１とが、袋ナット４１によって、インジェクションボディ３０の先端側の端面３０aとノズルチップ３１の端面３１aとを密着させて固定されて構成されている。インジェクションボディ３０とノズルチップ３１とには、中心軸に沿ってニードルバルブ挿通用のニードルバルブ挿通孔４２,４３が形成されており、インジェクションボディ３０に形成されたニードルバルブ挿通孔４２には、インジェクションボディ３０に半径方向に設けられた液体燃料供給孔４４を介して上記液体燃料が供給される。また、上記ニードルバルブ挿通穴４２,４３には、ニードルバルブ３２が中心軸方向に進退可能に挿入されている。尚、図２においては、ニードルバルブ３２の先端部のみが画かれている。

また、上記インジェクションボディ３０とノズルチップ３１とには、図２(a)に示すように、ニードルバルブ挿通孔４２,４３と略平行にグロープラグ挿通用のグロープラグ挿通孔４５が形成されており、このグロープラグ挿通孔４５には図１に示すようにグロープラグ３３が挿通されて固定されている。

また、図２(b)に示すように、上記インジェクションボディ３０の先端側には、中心軸と平行に第１冷却水供給通路４６が形成されている。そして、第１冷却水供給通路４６の一端は、図１に示すように、インジェクションボディ３０に半径方向に形成されてシリンダヘッド２７の冷却水導入孔３４に連通する冷却水流入孔４７に連通している。一方、第１冷却水供給通路４６の他端は、インジェクションボディ３０の端面３０aに開口している。同様に、インジェクションボディ３０の先端側には、中心軸と平行に第１冷却水回収通路４８が形成されている。そして、第１冷却水回収通路４８の一端は、図１に示すように、インジェクションボディ３０に半径方向に形成されてシリンダヘッド２７の冷却水導出孔３５に連通する冷却水流出孔４９に連通している。一方、第１冷却水回収通路４８の他端は、インジェクションボディ３０の端面３０aに開口している。

さらに、上記ノズルチップ３１には、先端側に向かうほど中心軸に近づくような傾斜を有する第２冷却水供給通路５０と第２冷却水回収通路５１とが形成されている。そして、第２冷却水供給通路５０におけるインジェクションボディ３０側の端は端面３１aに開口しており、第１冷却水供給通路４６の上記他端に連通可能になっている。同様に、第２冷却水回収通路５１におけるインジェクションボディ３０側の端は端面３１aに開口しており、第１冷却水回収通路４８の上記他端に連通可能になっている。

図４は、図２(b)におけるＣ部の拡大図である。但し、図４(a)は、図２(b)と同じ方向への断面を示している。また、図４(b)は、図４(a)におけるＤ‐Ｄ'矢視断面に相当する断面図である。図４(a)に示すように、ノズルチップ３１における先端側の端面３１bの中心には、ニードルバルブ挿通孔４３の先端に連通する噴口５２が中心軸に沿って形成されており、ニードルバルブ３２が中心軸方向に進退することによって、噴口５２が開閉されて液体燃料の噴射・停止が行われる。

また、図４(b)に示すように、上記ノズルチップ３１における先端部には、上記第２冷却水供給通路５０および第２冷却水回収通路５１の他端に接続されると共に、ニードルバルブ３２が着座する弁座５３の直近の周囲を取り囲むように環状の冷却水通路５４が設けられている。そして、この冷却水通路５４をレーザ溶接あるいはろう付けされた冷却水通路蓋５５で蓋をすることによって、冷却水の漏れを防止している。

上記構成において、上記冷却水系統の配管３６を介して冷却水導入孔３４に冷却水が供給されると、インジェクションボディ３０に半径方向に形成された冷却水流入孔４７と、この冷却水流入孔４７に連通された第１冷却水供給通路４６および第２冷却水供給通路５０とを介して、環状の冷却水通路５４に冷却水が供給される。こうして、冷却水通路５４に供給された冷却水は、環状の冷却水通路５４内を回りながら、直近に位置するニードルバルブ３２の弁座５３を冷却するのである。その際に、環状の冷却水通路５４は、ノズルチップ３１の先端側に、ニードルバルブ３２の弁座５３の直近を取り囲むように形成されている。したがって、上記特許文献１に開示された従来の燃料噴射弁取付構造のようなホルダーガイド２６(上部副室口金)を介した間接的な冷却ではなく、冷却水をノズルチップ３１の先端部に強制的に供給して、ニードルバルブ３２およびその弁座５３を直接冷却することができる。

したがって、上記ノズルチップ３１に面する副室２５での燃焼に伴って発生する燃焼熱を直接受けること、コモンレール方式等によって高圧に圧縮された液体燃料が液体燃料供給孔４４を高速で通過する際に摩擦熱が発生すること、上記液体燃料の噴射量は少ないためこの液体燃料自身による冷却効果は少ないこと、等の熱的影響から燃料噴射弁２４を守ることができる。その結果、燃料油のコーキング発生に伴う不整噴射やノズルチップ先端付近の高温化によるニードルバルブ３２の焼き付き等の不具合の発生を抑制することができるのである。

こうして、上記環状の冷却水通路５４内を回りながら冷却を行った冷却水は、上記第２冷却水回収通路５１の上記他端に至ると第２冷却水回収通路５１内に流入し、第１冷却水回収通路４８およびインジェクションボディ３０に半径方向に形成された冷却水流出孔４９と、この冷却水流出孔４９に連通された冷却水導出孔３５とを介して、上記冷却水系統の配管３７に回収されるのである。

その場合、上記インジェクションボディ３０における第１冷却水供給通路４６への冷却水の供給は、シリンダヘッド２７に半径方向に形成された冷却水導入孔３４とインジェクションボディ３０に半径方向に形成された冷却水流入孔４７とを介して行われる。また、インジェクションボディ３０における第１冷却水回収通路４８からの冷却水の回収は、シリンダヘッド２７に半径方向に形成された冷却水導出孔３５とインジェクションボディ３０に半径方向に形成された冷却水流出孔４９とを介して行われる。したがって、燃料給排系に対して定期点検を行う場合には、シリンダヘッド２７からホルダーガイド２６を上方に抜き出すだけでよく、第１冷却水供給通路４６および第１冷却水回収通路４８に対する冷却水の給排水を行う配管に邪魔されずに、簡単に行うことができる。さらに、冷却水導入孔３４および冷却水導出孔３５に接続される配管３６,３７を含む配管に水漏れが生じた場合でも、上記配管はシリンダヘッド２７の側面にあるので、シリンダヘッド２７上に配置された動弁機構が濡れることがなく、上記動弁機構の潤滑性等に影響を及ぼすことがないのである。

図５は、上記構成を有する冷却型燃料噴射弁に対する液体燃料および冷却水の循環系統を示す。燃料タンク６１からのパイロット油としての液体燃料は、ポンプ６２によって１０００bar程度まで圧縮された後、コモンレール方式によるパイロット燃料供給ライン６３および複数の分岐ライン６４によって、ガスエンジン２１の複数の燃料噴射弁２４に供給される。こうして、燃料噴射弁２４に供給された液体燃料は、ニードルバルブ３２によって副室２５内への噴射・停止が制御され、ピストン２３による圧縮行程の後半に副室２５内に噴射されて圧縮着火され、これを着火源として主燃焼室２９内の混合気が燃焼される。

上記各燃料噴射弁２４で噴射されなかった余剰の液体燃料は、戻り分岐ライン６５およびパイロット燃料戻りライン６６によって、燃料タンク６１に戻される。

一方、清水冷却器６７で所定温度に冷却された冷却水は、温調弁６８および冷却水ポンプ６９によってガスエンジン２１に供給されてガスエンジン２１の各部を冷却する。その際に、ガスエンジン２１の入口でノズル冷却ライン７０に分岐した冷却水は、複数の分岐ライン７１によって、ガスエンジン２１における複数のノズルチップ３１の先端部に設けられた環状の冷却水通路５４に供給される。こうして、冷却水通路５４に供給された液体燃料は、ノズルヘッドにおけるニードルバルブ３２およびその弁座５３を直接冷却する。

上記環状の冷却水通路５４内で冷却を行った後の冷却水は、戻り分岐ライン７２およびノズル冷却戻りライン７３によって、冷却水ポンプ６９に吸入口に戻される。

以上のごとく、上記冷却水ポンプ６９の吐出口側から分岐し供給された冷却水を、冷却水ポンプ６９の吸入口に戻すという冷却水循環系統を用いることによって、冷却水ポンプ６９における吐出口と吸入口との圧力差によって、ノズルチップ３１の先端部に強制的に冷却水を供給することができる。したがって、冷却水通路５４に強制的に供給された冷却水によって、ニードルバルブ３２およびその弁座５３を直接冷却することが可能になるのである。

尚、本実施の形態においては、上記ノズルチップ３１先端部の冷却水通路５４に供給される熱媒体として冷却水を用いているが、冷媒を用いてもよい、さらに、上記冷媒としてパイロット油として使用する液体燃料を利用してもよい。

ところで、上述したように、上記特許文献１に開示された従来の燃料噴射弁取付構造においては、起動時等の冷態時等における着火性の悪さを解消するためのグロープラグを、本実施の形態におけるホルダーガイド２６に相当する上部副室口金に、燃料噴射弁とは別体に設置している。そのため、燃料噴射弁を副室の中心に対してオフセットさせる必要があり、上記液体燃料の噴射位置がオフセットされることによって噴射・燃焼性能に影響を及ぼし、期待通りのエンジン性能が得られなくなる。さらに、ホルダーガイド(上部副室口金)に燃料噴射弁挿通用とグロープラグ挿通用との孔を形成する必要があり、上記ホルダーガイドの強度が低下してしまう。また、上記ホルダーガイド(上部副室口金)の強度を維持するために上記ホルダーガイドの径を大きくした場合には、上記ホルダーガイド挿通用の孔径も大きくなって上記シリンダヘッドの強度が低下してしまう。

しかしながら、本実施の形態においては、図２に示すように、上記燃料噴射弁２４を構成するインジェクションボディ３０とノズルチップ３１とにグロープラグ挿通孔４５を形成し、このグロープラグ挿通孔４５にグロープラグ３３を挿通して固定している。したがって、ノズルチップ３１における噴口５２、つまり液体燃料の噴射位置を副室２５の中心からオフセットさせる必要がない。その結果、液体燃料の噴射位置が噴射・燃焼性能に影響を及ぼすことがなく、期待通りのエンジン性能を得ることができる。

また、上記ホルダーガイド２６に燃料噴射弁２４を挿通するための孔に加えてグロープラグ３３を挿通するための孔を形成する必要がなく、ホルダーガイド２６の強度が低下することはない。したがって、ホルダーガイド２６の径を大きくする必要もなく、シリンダヘッド２７の強度が低下することもないのである。

この発明のガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造を備えたシリンダヘッド部の断面を示す図である。 図１における燃料噴射弁の中心軸を含む縦断面を示す図である。 図２に示す燃料噴射弁を図中左方から見た図である。 図２(b)におけるＣ部の拡大図である。 上記冷却型燃料噴射弁に対する液体燃料および冷却水の循環系統を示す図である。 従来のガスエンジンの燃料噴射弁取付構造の断面を示す図である。 図６におけるＺ部拡大図である。

２１…ガスエンジン、
２２…シリンダライナ、
２３…ピストン、
２４…燃料噴射弁、
２５…副室、
２６…ホルダーガイド、
２７…シリンダヘッド、
２８…副室ノズル、
２９…主燃焼室、
３０…インジェクションボディ、
３１…ノズルチップ、
３２…ニードルバルブ、
３３…グロープラグ、
３４…冷却水導入孔、
３５…冷却水導出孔、
４１…袋ナット、
４２,４３…ニードルバルブ挿通孔、
４４…液体燃料供給孔、
４５…グロープラグ挿通孔、
４６…第１冷却水供給通路、
４７…冷却水流入孔、
４８…第１冷却水回収通路、
４９…冷却水流出孔、
５０…第２冷却水供給通路、
５１…第２冷却水回収通路、
５２…噴口、
５３…弁座、
５４…冷却水通路、
５５…冷却水通路蓋、
６１…燃料タンク、
６２…ポンプ、
６３…パイロット燃料供給ライン、
６４,７１…分岐ライン、
６５,７２…戻り分岐ライン、
６６…パイロット燃料戻りライン、
６７…清水冷却器、
６９…冷却水ポンプ、
７０…ノズル冷却ライン、
７３…ノズル冷却戻りライ

Claims (1)

1. マイクロパイロット式ガスエンジンの予燃焼室に液体燃料を供給する燃料噴射弁本体と、
   上記燃料噴射弁本体の先端に取り付けられると共に、上記燃料噴射弁本体から供給される液体燃料を上記予燃焼室に噴射するノズルが設けられたノズルチップと、
   上記燃料噴射弁本体と上記ノズルチップとを内嵌するホルダーガイドと、
   上記ホルダーガイドが取り付けられたシリンダヘッドと
   を備え、
   上記ノズルチップは、その先端部に上記ノズルの噴口を有すると共に、この噴口を開閉するニードルバルブが着座する弁座を有し、
   上記ノズルチップの先端部における上記弁座の直近に、上記弁座を取り囲んで形成された環状の冷却液体通路と、
   上記ホルダーガイド,上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップに形成されて、上記冷却液体通路に冷却液体を供給する冷却液体供給通路と、
   上記ホルダーガイド,上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップに形成されて、上記冷却液体通路から冷却液体を回収する冷却液体回収通路と、
   上記シリンダヘッドに上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されると共に、上記冷却液体供給通路に連通して、上記冷却液体供給通路に冷却液体を導入する冷却液体導入孔と、
   上記シリンダヘッドに上記燃料噴射弁本体および上記ノズルチップの中心軸に交差する方向に形成されると共に、上記冷却液体回収通路に連通して、上記冷却液体回収通路からの冷却液体を導出する冷却液体導出孔と
   をさらに備えたガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造において、
   上記燃料噴射弁本体とこの燃料噴射弁本体の先端に取り付けられた上記ノズルチップとの中心軸に沿って、上記燃料噴射弁本体と上記ノズルチップとを貫通すると共に、上記ノズルチップにおける上記噴口が設けられた端面に開口を有して設けられたグロープラグ挿通孔と、
   上記グロープラグ挿通孔内に挿通され取り付けられて上記ノズルチップの端面に設けられた上記開口から先端を突出させると共に、上記ノズルチップの上記噴口から燃料が噴射される近傍の気体を暖めるグロープラグと
   を備えたことを特徴とするガスエンジンの冷却型燃料噴射弁構造。

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