操作內燃機的方法和裝置製造方法

2023-04-23 09:41:36

操作內燃機的方法和裝置製造方法
【專利摘要】本發明涉及一種用於操作內燃機的方法和裝置。提供部分負載模式，該部分負載模式針對高達部分負載上限的發動機負載的低速航行被優化，該部分負載上限在最大發動機負載的40％至75％的範圍內。另外，針對在部分負載上限以上的發動機負載提供高負載模式。在部分負載模式下，至少一個進氣門(4)在比高負載模式下延後的關閉角被關閉。
【專利說明】操作內燃機的方法和裝置

【技術領域】
[0001]本發明大體涉及一種用於操作內燃機的方法和裝置，並且更具體地，涉及一種針對在內燃機的海洋應用中低速航行優化的方法和裝置。

【背景技術】
[0002]用於調節進氣門和出氣門的打開和關閉的各種系統在可變氣門正時【技術領域】中是已知的。大多數系統的目的是調節內燃機中凸輪致動部件的致動正時。通常，那些可變氣門正時系統促進所謂的凸輪定相，凸輪軸相對於曲軸向前或向後旋轉的旋轉角使相關聯的部件的致動正時超前或延遲。
[0003]EP2136054A1示出用於控制內燃機的操作的裝置。在靜態操作下，柴油發動機在大於滿載的25%的負載下被操作，且在米勒循環中有兩種氣門升程曲線。在滿載的25%以下的負載下，內燃機以兩種不同的氣門升程曲線被操作。該技術也稱為柔性凸輪軸技術(FCT)。
[0004]一些系統可以包括為燃料噴射器提供高壓燃料的共軌，該共軌可以是螺線管致動的或壓電致動的。
[0005]本發明至少部分地針對改善或克服早先系統的一個或多個方面。


【發明內容】

[0006]根據本發明的一方面，公開了一種用於操作內燃機的控制系統。該內燃機可以包括具有至少一個進氣門的至少一個氣缸單元。該控制系統可以包括控制單元，該控制單元被構造成提供部分負載模式，該部分負載模式被優化用於部分負載(諸如，在海洋應用中被用於低速航行的負載)並且被構造為用於高達部分負載上限的發動機負載，該部分負載上限設置在最大發動機負載的40%至75%的範圍內，其中，所述至少一個進氣門在進氣門部分負載關閉角被關閉。該控制單元可以進一步被構造成提供高負載模式，該高負載模式被構造用於在部分負載上限以上的發動機負載，其中，所述至少一個進氣門在進氣門高負載關閉角被關閉。進氣門高負載關閉角可以比進氣門部分負載關閉角早在5°至25°的範圍內。
[0007]根據本發明的另一個方面，公開了一種用於操作包括帶有至少一個進氣門的至少一個氣缸單元的內燃機的方法。該方法可以包括在高達部分負載上限的發動機負載下以部分負載模式操作內燃機，所述部分負載上限在最大發動機負載的40%至75%的範圍內，其中，所述至少一個進氣門在進氣門部分負載關閉角被關閉。該方法可以進一步包括在部分負載上限以上的發動機負載下以高負載模式操作內燃機，其中，所述至少一個進氣門在比進氣門部分負載關閉角早在5°至25°範圍內的(角差)的進氣門高負載關閉角被關閉。
[0008]本發明的其它特徵和方面將從下列說明書和附圖顯而易見。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0009]併入本文中並且構成本說明書的一部分的附圖示出本發明的示例性實施例並且與本說明書一起用於解釋本發明的原理。在這些附圖中:
[0010]圖1示出根據本發明的氣缸單元和控制系統的示意圖；
[0011]圖2示出根據本發明的用於控制內燃機的操作的示例性裝置的示意圖；
[0012]圖3示出表示如例如由圖1的控制系統根據高負載模式和部分負載模式調節的示例性進氣門正時的圖示。

【具體實施方式】
[0013]下文是本發明的示例性實施例的詳細描述。在本發明中所描述的和附圖中所示的示例性實施例旨在教示本發明的原理，使得本領域的那些普通技術人員能夠在許多不同的環境下對於許多不同應用實施使用本發明。因此，示例性實施例沒有意圖並且不應被視為對專利保護範圍的限制性描述。相反，專利保護範圍應由所附權利要求限定。
[0014]本發明部分地基於如下認識:在船舶和海洋船隻上的大型內燃機在所謂的低速航行期間通常以部分負載被操作。低速航行降低燃料成本，並且因此減輕對環境的影響。一般而言，低速航行被理解為在海洋應用中在遠低於最大負載的負載(例如，在最大發動機負載的40和80%之間的負載)下操作發動機。由於大多數發動機特別被優化用於高負載操作，所以在發動機效率方面並且因此在燃料消耗方面，當低速航行時在部分負載下的操作包括未開發的潛力。
[0015]在本文中，公開了一種用於操作內燃機的方法和控制系統，該方法和控制系統允許在低速航行期間內燃機的被優化的操作。具體地，在本文中作為示例公開的方法和裝置為氣門致動和燃料噴射提供針對部分負載操作優化的操作模式。
[0016]參照圖1，示意性地描繪用於內燃機的控制系統I。該控制系統I包括控制單元2，該控制單元2被構造成控制內燃機的至少一個氣缸單元9的至少一個進氣門4、至少一個出氣門6和/或至少一個燃料噴射器8。
[0017]所述包括控制系統I的內燃機可以包括未示出的特徵部，諸如空氣系統、冷卻系統、外圍件、動力傳動部件等。此外，內燃機可以具有任意大小，具有任意氣缸數，以及具有任意構造(例如，「V」形、直列、徑向等)。另外，內燃機可以被用來發動任意機器或其它裝置，包括但不限於海洋應用、機車應用、公路用卡車或車輛、越野用卡車或機器、推土設備、發電機、航空和航天應用、離岸應用、泵、固定設備、或其它發動機發動應用。可以利用柴油燃料、重燃油和/或類似物來發動內燃機。
[0018]如上所指出的，控制單元2控制進氣門4、出氣門6和/或燃料噴射器8的操作。對那些元件的控制可以由本領域已知的能夠根據需要來致動元件的任意可想到的機構來進行。例如，進氣門4、出氣門6和燃料噴射器8中的至少一個可以由通過曲軸旋轉驅動的至少一個凸輪軸直接或間接地機械致動。在另一個實例中，進氣門4、出氣門6和燃料噴射器8中的至少一個可以由螺線管或壓電元件致動。在那些構造中，控制單元2通過分別激勵和去激勵螺線管和壓電元件來控制操作。
[0019]控制單元2提供部分負載模式和高負載模式來操作內燃機。部分負載模式，特別是其控制參數設置，在高達部分負載上限的發動機負載下被使用。部分負載上限可以設置在最大發動機負載的40%至75%的範圍內，例如45%、50%、65%和70%。因此，在設置的部分負載上限以上的發動機負載下使用高負載模式。
[0020]根據圖2，可以使控制系統I適於作為所謂的柔性凸輪技術。凸輪軸10優選地與幾個凸輪(例如，進氣凸輪12、出氣凸輪14和泵凸輪16) —體地形成。
[0021]進氣凸輪12適於操作進氣門4(參見圖1)，該進氣門4布置在內燃機的氣缸單元9的燃燒室的進口中並且經由例如進氣門操作裝置18被操作。以類似的方式，出氣凸輪14適於經由例如出氣門操作裝置20來操作布置在內燃機的氣缸單元9的燃燒室的出氣口中的出氣門6(參見圖1)。泵凸輪16適於經由例如泵操作裝置22來操作布置在注射泵中的泵活塞24。所述注射泵與燃料噴射器8 (參見圖1)流體地連接，以在被致動的情況下將燃料供應至燃料噴射器8。
[0022]進氣門操作裝置18包括形成例如為振蕩臂的進氣門操作杆26，該進氣門操作杆26適於經由例如被支撐於其上的輥25來追蹤進氣凸輪12的行程。該行程經由例如進氣門操作挺杆28被傳輸至進氣門4以便操作所述進氣門4。
[0023]類似地，出氣門操作裝置20設置有出氣門操作杆30，該出氣門操作杆30適於經由例如被支撐於其上的輥29來追蹤出氣凸輪14的行程並且將該行程傳輸至出氣門操作挺杆32。
[0024]泵凸輪16的行程可以例如由布置在泵操作杆34的端部處的輥33追蹤並且可以被傳輸至泵活塞24。
[0025]在背向追蹤輥25、29、33的端部處，操作杆26、30和34被支撐在偏心盤36、38和40上，所述偏心盤36、38和40優選地與可以被支撐在發動機殼體(未示出)上的可旋轉軸42 —體地形成。偏心盤36、38、40的優選為圓柱形的圓周表面相對於軸42的軸線的偏心以及這些偏心相對於軸42的旋轉位置的相對位置可以分別根據本文概述的相應的要求來選擇。
[0026]為了調節軸42的旋轉位置，軸42可以例如扭力剛性地連接到齒輪44或連接到與例如扇形齒輪46的齒嚙合的任意其它適用的元件，該扇形齒輪46的旋轉位置可以是經由例如包括致動器杆49的致動器48可調節的。致動器48與扇形齒輪46和齒輪44 一起可以形成調節裝置50。液壓或氣壓缸可以被用作縱向可調節元件。在其它實施例中，線性馬達或任意其它適當的元件可以適於以適當的方式使軸42旋轉。
[0027]示例性控制單元2被提供用於控制致動器48。控制單元2優選地包括具有適當的程序和數據存儲器的微處理器，並且包括幾個輸出端，所述輸出端中的至少一個連接到致動器48。控制單元2優選地設置有幾個輸入端，所述輸入端中的一個與例如操作元件54連接以便調節例如內燃機的負載或內燃機的操作模式。
[0028]用於檢測內燃機的氣缸中的氣缸壓力的多個氣缸壓力傳感器86和用於檢測內燃機的曲軸的轉速的速度傳感器88也可以連接到控制單元2的進一步的輸入端。用於檢測所需負載及其改變的負載傳感器90也可以連接到控制單元2的進一步的輸入端。
[0029]在一些實施例中，可以提供用於致動進氣門和出氣門的獨立的凸輪軸。
[0030]再一次，應注意的是，圖2僅指示控制系統I的示例性實施例。各種附加或替代元件可以是控制系統I的部分以促進控制進氣門4、出氣門6和/或燃料噴射器8。例如，可以提供為在致動之後噴射燃料的燃料噴射器供應高壓燃料的共軌。
[0031]工業實用性
[0032]在下文中，參照圖1至圖3描述在部分負載模式和高負載模式下控制內燃機的操作的控制系統I的操作。
[0033]圖3示出指示依賴於曲柄角的氣門升程的圖示。氣門在1.0的氣門升程處充分打開，而氣門在0.0的氣門升程處完全關閉。如本領域的技術人員將了解的，0°和360°的曲柄角(在圖3中未示出)與在上死點(TDC)處的活塞相關聯，並且180°和540°的曲柄角與在下死點(BDC)處的活塞相關聯。在下文中，參照TDC和BDC描述氣門升程曲線。例如，某一位置可以是在上死點前(BTDC) 10°，或在下死點後(ABDC) 15°。
[0034]應理解，對於高負載模式和部分負載模式示出的氣門致動正時僅僅是示例性的，並且在可能受到例如發動機大小、發動機功率輸出和發動機速度的影響的某些界限內，所述氣門致動正時可以被修改。因此，對於下文中描述的某些角度，部分負載模式和高負載模式之間的不同的值範圍應引起特別關注。此外，曲線的形狀也僅僅是示例性的，並且例如取決於潛在的機械系統。
[0035]具體地，氣門升程曲線A(由圖3中的實線指示)和氣門升程曲線B(由圖3中的短劃線指示)限定進氣門4(參見圖1)在部分負載模式下被致動的範圍。氣門升程曲線C (由圖3中的點線指示)和氣門升程曲線D (由圖3中的點劃線指示)限定進氣門4在高負載模式下被致動的範圍。根據曲線A，進氣門4在約10° ABDC處完全關閉，所述10° ABDC可以是進氣門部分負載關閉角(αρ,)的上限。在曲線B處，進氣門4的部分負載關閉角Up")的下限是在約15° BBDC處。對於高負載模式，高負載關閉角Uh')的上限是在約10° BBDC處，在此處進氣門4完全關閉，這能夠在曲線C處看到，並且高負載關閉角Uh")的下限是在約35° BBDC處，這由曲線D指示。
[0036]一般而言，取決於發動機速度、活塞行程和平均活塞速度，曲線在它們的角位置上可以不同。
[0037]作為示例，圖3示出對於中型內燃機的示例性高負載關閉角Uh)和示例性部分負載關閉角(αρ)之間的差d。差d表明高負載關閉角(Cih)比部分負載關閉角(αρ)早。高負載關閉角(ah)是在早例如5°至25° (例如，20° )的範圍內，如圖3所描繪。一般說來，隨著部分負載上限減小，差d被設置為更高，並且反之亦然，所述部分負載上限構成從部分負載模式過渡到高負載模式的過渡點。原因在於，對於被設置為相對低的部分負載上限，部分負載模式被優化用於例如在最大發動機負載的25%至50%的範圍內的較低部分負載。這離被優化用於高負載模式的發動機操作點相當遠。對於被設置為相對高的部分負載上限，部分負載模式被優化用於較高部分負載。例如，最大發動機負載的40%至75%的範圍相比之下離被優化用於高負載模式的發動機操作點近。
[0038]而且，進氣門4在進氣衝程期間關閉越早，進行所謂的米勒循環越明顯。如本領域的技術人員將了解的，米勒循環伴隨各種效應，諸如例如更高的幾何壓縮、降低的燃燒峰溫度、減少的爆震和更加有效的燃料燃燒。降低的燃燒峰溫度可以尤其減小產生的NOx的量。另一方面，特別是在部分負載模式下，內燃機僅以不太明顯的米勒循環(如果會發生的話)被操作。在進氣門在部分負載模式下在下死點後不久被關閉的實施例中，內燃機在不太明顯的所謂的阿特金森循環中運行，所述阿特金森循環的效應類似於不太明顯的米勒循環的效應。如術語已經指示，在不太明顯的米勒循環以及在不太明顯的阿特金森循環中，上文提出的明顯的米勒循環的效應不太明顯地發生。
[0039]在燃料噴射正時方面，高負載模式和部分負載模式也不同於彼此。為了確保在部分負載模式下的無煙燃燒，使用與在高負載模式下相比更早的噴射正時。具體地，部分負載噴射正時比高負載噴射正時更早進行，且噴射正時差例如在從2°至6°範圍內。例如，如果燃料在部分負載模式下在從作為下限的15° BTDC到作為上限的2° BTDC(或5° BTDC)的範圍內被注入，則燃料在高負載模式下可以在從13° BTDC至3° BTDC的範圍內被注入。
[0040]以與進氣門4類似的方式，出氣門6在部分負載模式和高負載模式下被不同地致動。具體地，在部分負載模式下，出氣門6在比高負載出氣門關閉角更早的部分負載出氣門關閉角被關閉。
[0041]在示例性實施例中，圖2所示的控制系統I被構造成根據本文公開的方法來控制內燃機特別是進氣門4、出氣門6和燃料噴射器8。具體地，調節裝置50被構造成將軸42的旋轉角調節到至少第一角位置和不同於該第一角位置的第二角位置。第一角位置與高負載模式相關聯，並且第二角位置與部分負載模式相關聯。
[0042]除最大輸出負載優化的高負載模式之外，本文公開的用於進氣門和/或出氣門和/或燃料噴射的操作角的關聯性允許提供針對低速航行優化的部分負載模式。
[0043]這特別允許用於在最大功率輸出下或在部分負載優化的功率輸出下的海洋應用航行。例如，後者是適用的，如果行駛速度不太重要或能夠較好地滿足排放法規。
[0044]雖然本文中已經描述了本發明的優選實施例，但是在不脫離所附權利要求的範圍的情況下，可以包含改進和修改。
【權利要求】
1.一種用於操作內燃機的控制系統(I)，所述內燃機包括帶有至少一個進氣門(4)的至少一個氣缸單元(9)，所述控制系統(I)包括: 控制單元(2),所述控制單元(2)能夠 提供部分負載模式，所述部分負載模式針對部分負載操作優化並且能夠用於高達部分負載上限的發動機負載，所述部分負載上限設置在最大發動機負載的40%至75%的範圍內，其中，所述至少一個進氣門(4)在進氣門部分負載關閉角(αρ)被關閉；以及 提供高負載模式，所述高負載模式能夠用於在所述部分負載上限以上的發動機負載，其中，所述至少一個進氣門(4)在進氣門高負載關閉角(Cih)被關閉； 其中，所述進氣門高負載關閉角(ah)是在比所述進氣門部分負載關閉角(Cip)早5°至25°的範圍內。
2.根據權利要求1所述的控制系統(I)，其中，所述進氣門部分負載關閉角(αρ)是在從以下死點(BDC)前15°作為下限到以下死點後10°作為上限的範圍內。
3.根據權利要求1或權利要求2所述的控制系統(I)，其中， 在所述高負載模式下，燃料在高負載模式噴射正時期間被注入；並且 在部分負載模式下，燃料在比所述高負載噴射正時早2°至6°的範圍內的部分負載噴射正時期間被注入。
4.根據前述權利要求中的任一項所述的控制系統(I)，其中，在所述部分負載模式下，燃料在以上死點(TDC)前15°作為下限到以上死點(TDC)前2°作為上限的範圍內被注入。
5.根據前述權利要求中的任一項所述的控制系統(1)，其中，所述高負載關閉角(ah)是在35。BBDC至10。BBDC的範圍內。
6.根據前述權利要求中的任一項所述的控制系統(I)，其中，在所述高負載模式下，燃料在以上死點(TDC)前13°作為下限到以上死點(TDC)前3°作為上限的範圍內被注入。
7.根據前述權利要求中的任一項所述的控制系統(I)，進一步包括: 軸(42)，所述軸(42)可旋轉地被支撐並且設置有第一偏心輪(36)，所述第一偏心輪(36)能夠用以支撐用於控制所述進氣門(4)的進氣門操作杆(26);和 調節裝置(50)，所述調節裝置(50)能夠調節所述軸(42)的旋轉角到至少第一角位置和不同於所述第一角位置的第二角位置，所述第一角位置與所述高負載模式相關聯，並且所述第二角位置與所述部分負載模式相關聯，其中， 所述第一偏心輪(36)被設計並且被布置在所述軸(42)上，使得在所述第一角位置，所述相關聯的進氣門(4)在所述高負載進氣門關閉角被關閉，並且，在所述第二角位置，所述相關聯的進氣門在所述部分負載進氣門關閉角被關閉。
8.根據權利要求7所述的控制系統，其中，所述軸(42)進一步設置有第二偏心輪(38)，所述第二偏心輪(38)能夠支撐用於控制出氣門￠)的出氣門操作杆(30)，所述第二偏心輪(38)被設計並且被布置在所述軸(42)上，使得在所述第一角位置，相關聯的出氣門(6)在高負載出氣門關閉角被關閉，並且，在所述第二角位置，相關聯的出氣門在比所述高負載出氣門關閉角早的部分負載出氣門關閉角被關閉。
9.根據權利要求7或8所述的控制系統(I)，其中，所述軸(42)進一步設置有第三偏心輪(40)，所述第三偏心輪(40)能夠支撐用於控制燃料噴射器(8)的燃料泵操作杆(34)，所述第三偏心輪(40)被設計並且布置在所述軸(42)上，使得在所述第一角位置，相關聯的燃料噴射器(8)被控制使得燃料在高負載噴射正時期間被注入，並且，在所述第二角位置，相關聯的燃料泵被控制使得燃料在比所述高負載噴射正時早的部分負載噴射正時期間被注入。
10.一種用於操作內燃機的方法，所述內燃機包括帶有至少一個進氣門(4)的至少一個氣缸單元(9),所述方法包括: 在高達部分負載上限的發動機負載下以部分負載模式操作所述內燃機，所述部分負載上限在最大發動機負載的40%至75%的範圍內，其中，所述至少一個進氣門(4)在進氣門部分負載關閉角被關閉；以及 在所述部分負載上限以上的發動機負載下以高負載模式操作所述內燃機，其中，所述至少一個進氣門(4)在比所述進氣門部分負載關閉角早5°至25°範圍內的進氣門高負載關閉角被關閉。
11.根據權利要求10所述的方法，其中，所述部分負載關閉角是在從以下死點(BDC)前15°作為下限到以下死點(BDC)後10°作為上限的範圍內。
12.根據權利要求10或11所述的方法，其中， 在所述高負載模式下，燃料在高負載模式噴射正時期間被注入；並且在部分負載模式下，燃料在比所述高負載噴射正時早2°至6°的範圍內的部分負載噴射正時期間被注入。
13.根據權利要求10至12中的任一項所述的方法，其中，在所述部分負載模式下，燃料在以上死點(TDC)前15°作為下限到以上死點(TDC)前2°作為上限的範圍內被注入。
【文檔編號】F02D41/30GK104373224SQ201410369775
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年7月30日 優先權日:2013年8月13日
【發明者】H·J·蘭格, A·班克, M·克魯格 申請人:卡特彼勒發動機有限責任兩合公司