JP7753582B2

JP7753582B2 - 内燃機関

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Publication number: JP7753582B2
Application number: JP2025034671A
Authority: JP
Inventors: ニールス・ケムトルップ; ヨハン・ショーホルム; ヨハン・ハルト; ヘンリック・クリステンセン; フレデリック・ウェストリー
Original assignee: マン・エナジー・ソリューションズ、フィリアル・エフ・マン・エナジー・ソリューションズ・エスイー、ティスクランド
Priority date: 2024-03-06
Filing date: 2025-03-05
Publication date: 2025-10-14
Anticipated expiration: 2045-03-05
Also published as: DK202470073A1; DK182046B1; JP2025137469A; CN120608766A; KR20250135724A

Description

本発明は、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関に関する。

２ストローク内燃機関は、コンテナ船、ばら積み貨物船、及びタンカのような船舶において推進機関として使用される。内燃機関からの炭素排出の低減が、ますます重要になってきている。

炭素排出量を低減するための効果的な方法は、燃料油、例えば重質燃料油（ＨＦＯ）から非炭素ベースの燃料に切り替えることである。アンモニアは、非炭素ベースの燃料として大きな潜在性を示している。アンモニアは、しかしながら、貧弱な自己着火性を有しており、従って、ある量のディーゼル燃料が、アンモニアに着火させるためのパイロット燃料として使用されることが多い。

ディーゼルパイロット燃料の燃焼は、しかしながら、炭素排出をもたらす。

内燃機関が船中の推進機関として使用されるとき、機関の信頼性は、機関出力の損失が破局的事象につながり得るので必須となる。

そのような推進機関のコストを低く維持することは、炭素ベースの燃料から非炭素ベースの燃料への迅速な移行を可能にするための更なる主要な優先事項である。

このことから、アンモニアを燃焼することが可能な改善された内燃機関を提供することが依然として課題となっている。

第１の態様によると、本発明は、少なくとも１つのシリンダ、シリンダカバー、ピストン、主燃料供給システム、及び掃気空気システムを備える２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関であって、シリンダは、シリンダ壁を有し、シリンダカバーは、シリンダの頂部に配置され、排気弁を有し、ピストンは、下死点と上死点との間の中心軸に沿ってシリンダ内に可動配置され、掃気空気システムは、シリンダの底部に配置された掃気空気入口を有し、主燃料供給システムは、ピストンとシリンダカバーとの間に画定された主燃焼室中にアンモニアベースの燃料を提供するように構成され、機関は、アンモニアベースの燃料に着火させるためのパイロット燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのパイロット燃料噴射器を備えるパイロット燃料供給システムを更に備え、パイロット燃料は、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備え、機関は、自己着火可能燃料を噴射するように構成された少なくとも１つの予備燃料噴射器を備える予備燃料供給システムを更に備え、機関は、主燃料供給システム及びパイロット燃料供給システムがアクティブであり、予備燃料供給システムが非アクティブである第１のモードと、予備燃料供給システムがアクティブである第２のモードとで動作可能となるように構成される、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関に関する。

その結果として、第３の燃焼供給システムを機関に設けることによって、機関は、他の燃料供給システムのうちの２つのうちの一方が、例えば機能不全又は保守の結果として動作不能となっても、依然として動作可能であり得る。

内燃機関は、好ましくは、シリンダ当たり少なくとも４００ｋＷの出力を有する海洋船舶又は定置型発電所を推進するための、ユニフロー掃気を有する大型低速ターボチャージャ付き２ストローククロスヘッド内燃機関である。内燃機関は、内燃機関によって発生させられた排気ガスによって駆動され、且つ掃気空気を圧縮するように構成されたターボチャージャを備え得る。

内燃機関は、好ましくは、複数のシリンダ、例えば４～１４個のシリンダを備える。

主燃料供給システムは、高圧下、例えば、２５０ｂａｒ～８００ｂａｒの圧力で圧縮ストロークの終わりにアンモニアベースの燃料を噴射するように構成された、シリンダカバー中に配置された１つ以上の燃料噴射器を備え得る。

代替として、主燃料供給システムは、圧縮ストローク中に、例えば、下死点から０度～１６０度以内で、下死点から０度～１３０度以内で、又は下死点から０度～９０度以内で、シリンダ中にアンモニアベースの燃料を流入させるように構成された燃料流入弁を備える燃料供給システムであり得る。それによって、アンモニアベースの燃料が掃気空気と混合することを可能にし、掃気空気と燃料との混合物が着火させられる前に圧縮されることを可能にする。燃料流入弁は、低圧で、例えば、５ｂａｒ～５０ｂａｒの圧力でアンモニアベースの燃料を流入させるように構成され得る。

アンモニアベースの燃料は、１つ以上の要素と混合されたアンモニアを備え得る。例として、アンモニアベースの燃料は、アンモニアと、以下の要素、即ち炭素ベースの燃料、水素、及び水のうちの１つ以上とを備え得る。

炭素ベースの燃料は、以下の炭素ベースの燃料、即ち液化天然ガス（ＬＮＧ）、メタン、エタン、及び液化石油ガス（ＬＰＧ）、海洋ガス油（ＭＧＯ）、海洋ディーゼル油（ＭＤＯ）、中間燃料油（ＩＦＯ）、海洋燃料油（ＭＦＯ）、重質燃料油（ＨＦＯ）、及び海洋ディーゼル油のうちの１つ以上を備え得る。

いくつかの実施形態では、アンモニアベースの燃料中のアンモニアの質量百分率は、少なくとも５０％、少なくとも８０％、少なくとも９０％、又は少なくとも９５％である。

アンモニアベースの燃料中のアンモニアの質量百分率は、以下の式によって与えられる：

ここで、ｍ％_{a_abf}は、アンモニアベースの燃料中のアンモニアの質量百分率であり、ｍ_{a_abf}は、アンモニアベースの燃料中のアンモニアの質量であり、ｍ_{t_abf}は、アンモニアベースの燃料の総質量である。

アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備えるパイロット燃料を使用することによって、パイロット燃料は、アンモニアベースの燃料のために使用されるアンモニアからオンボードで発生させられ得る。水素（Ｈ₂）は、アンモニアに由来することが可能な化合物の例である。

パイロット燃料は、アンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物を備え得、パイロット燃料中のアンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物の質量百分率は、少なくとも５０％、少なくとも８０％、少なくとも９０％、又は少なくとも９５％である。

アンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物の質量百分率は、以下の式によって与えられる：

ここで、ｍ％_{ad_pf}は、パイロット燃料中のアンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物の質量百分率であり、ｍ_{ad_pf}は、パイロット燃料中のアンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物の質量であり、ｍ_{t_pf}は、パイロット燃料の総質量である。

パイロット燃料は、圧縮ストロークの終わりの温度及び圧力下で自己着火可能であり得る。代替として、パイロット燃料は、着火素子によって着火させられ得る。

予備燃料噴射器によって噴射される自己着火可能燃料は、炭素ベースの燃料であり得る。炭素ベースの燃料は、以下の炭素ベースの燃料、即ち液化天然ガス（ＬＮＧ）、メタン、エタン、及び液化石油ガス（ＬＰＧ）、海洋ガス油（ＭＧＯ）、海洋ディーゼル油（ＭＤＯ）、中間燃料油（ＩＦＯ）、海洋燃料油（ＭＦＯ）、及び重質燃料油（ＨＦＯ）のうちの１つ以上を備え得る。

いくつかの実施形態では、パイロット燃料は、アンモニアに由来することが可能な化合物を備え、化合物は、水素であり、パイロット燃料供給システムは、アンモニアから水素を発生させるように構成された水素生成ユニットに接続可能である。

水素生成ユニットは、高温下でアンモニアを水素及び窒素に触媒分解するように構成され得る。触媒は、ルテニウムベース又はニッケルベースの触媒であり得る。水素生成ユニットは、光触媒駆動された改質器を使用してアンモニアを水素に触媒分解するように構成され得る。

いくつかの実施形態では、機関は、第２のモードでは、主燃料供給システムがアクティブであり、パイロット燃料供給システムが非アクティブであるように構成され、機関は、アンモニアベースの燃料に着火させるための予備燃料供給システムの予備燃料噴射器によって噴射される自己着火可能燃料を使用するように構成される。

その結果として、予備燃料供給システムは、水素生成ユニットがパイロット燃料供給システムに対して水素を生成するために利用可能でないときに、予備パイロット燃料供給システムとして機能し得る。

これは、水素生成ユニットが機能することを可能にするのに必須の温度に機関が達するまで、予備燃料供給システムが予備パイロット燃料供給システムとして機関始動中に使用され得るように、アンモニアを水素に効果的に触媒分解するために必要とされる温度に達するべく、水素生成ユニットが機関からの余分な熱に依存することを可能にし得る。

これは、水素生成ユニットが、例えば定期保守又は機能不全の結果として利用不能であっても、予備燃料供給システムが機関の機能性を確保し得るように、機関が冗長水素生成ユニットなしに設計されることを更に可能にし得る。

予備燃料噴射器は、圧縮ストロークの終わりに自己着火可能燃料を噴射するように構成され得、それによって、自己着火可能燃料は、噴射された直後に着火する。

いくつかの実施形態では、機関は、主燃料供給システム及びパイロット燃料供給システムの両方が非アクティブであり、予備燃料供給システムがアクティブである第３のモードで動作可能となるように構成され、予備燃料供給システムは、動作可能となるために必要とされる全ての燃料を機関に提供するように構成される。

予備燃料供給システムは、機関定格出力の少なくとも６０％、８０％、９０％、又は１００％を有する第３のモードで機関を動作させるように寸法決めされ得る。

いくつかの実施形態では、水素生成ユニットは、アンモニアを水素に効果的に触媒分解するために必要とされる温度に達するために、機関からの余分な熱に依存する。

例として、水素生成ユニットは、排気ガス再循環（ＥＧＲ）システムの一部を任意選択で形成する排気ガスから熱を引き出すように構成され、排気ガスがシリンダに送り戻される前に排気ガスの温度を下げるように構成され得る。

いくつかの実施形態では、機関は、圧縮着火予室ユニットを更に備え、パイロット燃料弁が、圧縮着火予室ユニット中に配置され、パイロット燃料は、自己着火可能パイロット燃料である。

その結果として、機関は、アンモニアベースの主燃料の着火を単純且つ信頼性の高い方法で確実にし得る。

圧縮着火予室ユニットは、パイロット燃料を自己着火させるために必要とされる温度及び圧力を提供するように設計され得る。圧縮着火予室ユニットは、従来の単室予室又は２つ以上の室を備える多室予室であり得る。圧縮着火予室ユニットは、シリンダカバー中に配置され得る。

パイロット燃料は、アンモニアである１つ以上の化合物又はアンモニアに由来することが可能な１つ以上の化合物と、液化天然ガス（ＬＮＧ）、メタン、エタン、及び液化石油ガス（ＬＰＧ）、海洋ガス油（ＭＧＯ）、海洋ディーゼル油（ＭＤＯ）、中間燃料油（ＩＦＯ）、海洋燃料油（ＭＦＯ）、重質燃料油（ＨＦＯ）、及びシーリング油などの１つ以上の炭素ベースの燃料との混合物を備え得る。

いくつかの実施形態では、機関は、シーリング油システムを更に備え、シーリング油システムは、ある量のシーリング油がパイロット燃料中に漏出することを確実にする圧力でパイロット燃料供給システムに自己着火可能シーリング油を提供するように構成され、パイロット燃料中に漏出するある量のシーリング油は、パイロット燃料を自己着火可能にする。

その結果として、パイロット燃料を着火可能にする単純な方法が提供される。

いくつかの実施形態では、主燃料供給システムは、シリンダカバー中に配置された少なくとも１つの主燃料噴射器を備え、主燃料噴射器は、圧縮ストロークの終わりに主燃焼室中にアンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、機関は、ジェット予室ユニットを更に備え、パイロット燃料噴射器は、ジェット予室ユニット中に配置され、ジェット予室ユニット中にパイロット燃料を噴射するように構成され、ジェット予室ユニットは、パイロット燃料に着火させるように構成された着火素子を更に備える。

その結果として、高圧アンモニア機関が、パイロット燃料として使用される大量の炭素ベースの燃料なしに着火させられ得る。

ジェット予室の使用は、アンモニアベースの燃料が噴射される燃焼室のゾーンに向かってパイロット燃料からの着火エネルギーが方向付けられることを可能にし、それによって、より効率的で安定した着火がもたらされ得る。

着火素子は、スパークプラグ、コロナ／プラズマイグナイタ、マイクロ波着火システム、グロープラグ、レーザイグナイタ、又はイオンシステムであり得る。

いくつかの実施形態では、ジェット予室ユニットには、第１の中心軸に沿って主燃焼室中に燃えているパイロット燃料のジェット火炎を誘導するための、主燃焼室中に開口する開口部が設けられ、少なくとも１つの主燃料噴射器は、第２の中心軸に沿ってジェットでアンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、第１の中心軸及び第２の中心軸は、燃えているパイロット燃料のジェット火炎がアンモニアベースの燃料のジェットと接触するように配置される。

いくつかの実施形態では、第１の中心軸及び第２の中心軸は交差する。

いくつかの実施形態では、第１の中心軸と第２の中心軸との間の角度は、２５度、１８度、又は１０度未満である。

いくつかの実施形態では、ジェット予室ユニットには、主燃焼室中に燃えているパイロット燃料の単一のジェット火炎を誘導するための、主燃焼室中への単一の開口部が設けられる。

その結果として、ジェット予室ユニットからのエネルギー全体が、噴射されたアンモニアベースの主燃料に向かって方向付けられ得る。

本発明の上記及び／又は追加の目的、特徴、及び利点は、添付の図面を参照して、本発明の実施形態の以下の例示的且つ非限定的な発明を実施するための形態によって更に解明される。

本開示の実施形態による２ストローク内燃機関の断面図を概略的に示す。本開示の実施形態による圧縮着火予室ユニット２００を概略的に示す。本開示の実施形態によるジェット予室ユニット２００を概略的に示す。本開示の実施形態による機関２００の一部を概略的に示す。

以下の説明では、本発明がどのように実施され得るかを例示として示す添付の図面への参照が行われる。

図１は、本発明の実施形態による、海洋船舶を推進するためのユニフロー掃気を有する大型低速ターボチャージャ付き２ストローククロスヘッド内燃機関１００の断面図を概略的に示す。機関１００は、掃気空気システム１１１、排気ガスレシーバ１０８、主燃料供給システム、パイロット燃料供給システム、予備燃料供給システム、及びターボチャージャ１０９を備える。機関は、複数のシリンダ１０１を有する（断面図には単一のシリンダのみが示されている）。各シリンダ１０１は、シリンダ壁１１５を有し、シリンダ１０１の底部に配置された掃気空気入口１０２を備える。機関は、シリンダ毎に、シリンダカバー１１２及びピストン１０３を更に備える。シリンダカバー１１２は、シリンダ１０１の頂部に配置され、排気弁１０４を有する。ピストン１０３は、下死点と上死点との間で中心軸１１３に沿ってシリンダ内に可動配置されている。主燃料供給システムは、ピストン１０３とシリンダカバー１１２との間に画定された主燃焼室中にアンモニアベースの燃料を提供するように構成される。主燃料供給システムは、高圧下、例えば、２５０ｂａｒ～８００ｂａｒの圧力で圧縮ストロークの終わりにアンモニアベースの燃料を噴射するように構成された、シリンダカバー中に配置された１つ以上の燃料噴射器１１６を備え得る。

代替として、主燃料供給システムは、圧縮ストローク中に、例えば、下死点から０度～１６０度以内で、下死点から０度～１３０度以内で、又は下死点から０度～９０度以内で、シリンダ中にアンモニアベースの燃料を流入させるように構成された１つ以上の燃料流入弁１０５を備える燃料供給システムであり得る。それによって、アンモニアベースの燃料が掃気空気と混合することを可能にし、掃気空気と燃料との混合物が着火させられる前に圧縮されることを可能にする。燃料流入弁１０５は、低圧で、例えば、５ｂａｒ～５０ｂａｒの圧力でアンモニアベースの燃料を流入させるように構成され得る。１つ以上の燃料流入弁１０５は、シリンダライナ壁中に少なくとも部分的に配置され得る。アンモニアは、アンモニア貯蔵タンク１９０から受け取られ得る。

パイロット燃料供給システムは、アンモニアベースの燃料に着火させるためのパイロット燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのパイロット燃料噴射器１１４を備え、パイロット燃料は、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備える。化合物は、水素であり得る。パイロット燃料供給システムは、船舶中のアンモニアから水素を発生させるように構成された水素生成ユニット１９１に接続可能であり得る。水素生成ユニット１９１は、アンモニアタンク１９０に動作可能に接続され、アンモニアタンク１９０からアンモニアを受け取るように構成され得る。

予備燃料供給システムは、自己着火可能燃料を噴射するように構成された少なくとも１つの予備燃料噴射器１８０を備える。予備燃料噴射器１８０は、シリンダカバー１１２中に配置され得る。予備燃料噴射器１８０によって噴射される自己着火可能燃料は、燃料タンク１８１中に貯蔵された炭素ベースの燃料であり得る。

機関は、主燃料供給システム及びパイロット燃料供給システムがアクティブであり、予備燃料供給システムが非アクティブである第１のモードと、予備燃料供給システムがアクティブである第２のモードとで動作可能となるように構成され得る。

機関は、第２のモードでは、主燃料供給システムがアクティブであり、パイロット燃料供給システムが非アクティブであるように構成され得、機関は、アンモニアベースの燃料に着火させるための予備燃料供給システムの予備燃料噴射器によって噴射される自己着火可能燃料を使用するように構成される。

図２ａは、本開示の実施形態による圧縮着火予室ユニット２００を示す。圧縮着火予室ユニット２００は、従来の単室予室である。パイロット燃料弁２０３は、圧縮着火予室ユニット２００中に配置され、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備える自己着火可能パイロット燃料を噴射するように構成される。例として、化合物は、水素であり得る。

その結果として、アンモニアは、主燃料の主成分及びパイロット燃料を生成するための主成分の両方として使用され得る。これは、炭素排出がないか非常に少ない状態で動作させられ得る単純な推進システムが設計されることを可能にし得る。

図２ｂは、本開示の実施形態によるジェット予室ユニット２００を示す。ジェット予室ユニット２００は、従来の単室予室である。ジェット予室ユニット２００は、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備えるパイロット燃料を噴射するように構成されたパイロット燃料噴射器２１３を備える。例として、化合物は、水素であり得る。予室ユニットは、パイロット燃料に着火させるように構成された着火素子２１４を更に備える。着火素子２１４は、好ましくは、スパークプラグである。

圧縮着火予室及び／又はジェット着火予室は、圧縮ストロークの終わりにアンモニアベースの燃料を噴射するように構成された、シリンダカバー中に配置された１つ以上の燃料噴射器１１６を備える高圧主燃料供給システムと共に使用され得る。代替として、圧縮着火予室ユニット及び／又はジェット着火予室ユニットは、圧縮ストローク中にシリンダ中にアンモニアベースの燃料を流入させるように構成された１つ以上の燃料流入弁１０５を備える低圧主燃料供給システムと共に使用され得る。

図３は、本開示の実施形態による機関２００の一部を示す。機関２００は、図１に関連して開示された機関に実質的に対応し得るが、シリンダの左上隅のみが示されている。機関は、シリンダ壁２１５、シリンダカバー２１２、シリンダカバー２１２中に配置された主燃料噴射器２１６、及び予室ユニット２１４を有するシリンダを備える。予室ユニット２１４は、図２ａに関連して開示されたような圧縮着火予室ユニット、又は図２ｂに関連して開示されたようなジェット着火予室ユニットであり得る。主燃料噴射器２１６は、高圧下で圧縮ストロークの終わりに燃焼室中にアンモニアベースの燃料を噴射するように構成される。予室ユニット２１４には、第１の中心軸２５１に沿って主燃焼室中に燃えているパイロット燃料のジェット火炎を誘導するための、主燃焼室中への開口部が設けられ、主燃料噴射器２１６は、第２の中心軸２５０に沿ってジェットでアンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、第１の中心軸及び第２の中心軸は、燃えているパイロット燃料のジェット火炎がアンモニアベースの燃料のジェットと接触するように配置される。好ましくは、予室ユニットは、第１の中心軸２５１に沿ってパイロット燃料からの着火エネルギーを集中させるための単一の開口部を有する。

この実施形態では、第１の中心軸２５１及び第２の中心軸は交差し、第１の中心軸２５１と第２の中心軸２５０との間に角度２５２が設けられる。好ましくは、角度２５２は、予室ユニット２１４からのジェットによって提供されるエネルギーが主燃料のジェット上に集中させられることを確実にするために、狭く保たれるべきである。例として、角度２５２は、２５度、１８度、又は１０度未満であり得る。

その結果として、主燃料噴射器に対する特定の位置合わせで予室を使用することによって、高圧燃料供給システムが設けられた大口径機関が、炭素ベースのパイロット燃料なしで又は非常に少ない炭素ベースのパイロット燃料で動作させられ得、機関がいかなる実質的な炭素排出もなしに動作させられることを可能にし得る。

いくつかの実施形態が詳細に説明され、示されてきたが、本発明は、それらに限定されず、以下の特許請求の範囲に定義された主題の範囲内で他の方法でも具現化され得る。特に、本発明の範囲から逸脱することなく、他の実施形態が利用され得、構造的及び機能的修正が行われ得ることが理解されるべきである。

いくつかの手段を列挙するデバイスの請求項では、これらの手段のうちのいくつかは、ハードウェアの同一のアイテムによって具現化され得る。ある特定の方策が相互に異なる従属請求項に記載されているか又は異なる実施形態に説明されているという単なる事実は、これらの方策の組み合わせが有利に使用され得ないことを示すものではない。

本明細書で使用されるとき、「備える／備えている（comprises/comprising）」という用語は、述べされた特徴、整数、ステップ、又は構成要素の存在を指定するように解釈されるが、１つ以上の他の特徴、整数、ステップ、構成要素、又はそれらのグループの存在又は追加を排除しないことが強調されるべきである。

以下に、本願出願の当初の特許請求の範囲に記載された発明を付記する。
［１］少なくとも１つのシリンダ、シリンダカバー、ピストン、主燃料供給システム、及び掃気空気システムを備える２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関であって、前記シリンダは、シリンダ壁を有し、前記シリンダカバーは、前記シリンダの頂部に配置され、排気弁を有し、前記ピストンは、下死点と上死点との間の中心軸に沿って前記シリンダ内に可動配置され、前記掃気空気システムは、前記シリンダの底部に配置された掃気空気入口を有し、前記主燃料供給システムは、前記ピストンと前記シリンダカバーとの間に画定された主燃焼室中にアンモニアベースの燃料を提供するように構成され、前記機関は、前記アンモニアベースの燃料に着火させるためのパイロット燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのパイロット燃料噴射器を備えるパイロット燃料供給システムを更に備え、前記パイロット燃料は、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備える、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関において、前記機関は、自己着火可能燃料を噴射するように構成された少なくとも１つの予備燃料噴射器を備える予備燃料供給システムを更に備え、前記機関は、前記主燃料供給システム及び前記パイロット燃料供給システムがアクティブであり、前記予備燃料供給システムが非アクティブである第１のモードと、前記予備燃料供給システムがアクティブである第２のモードとで動作可能となるように構成されることを特徴とする、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［２］前記パイロット燃料は、アンモニアに由来することが可能な化合物を備え、前記化合物は、水素であり、前記パイロット燃料供給システムは、アンモニアから前記水素を発生させるように構成された水素生成ユニットに接続可能である、［１］に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［３］前記第２のモードでは、前記主燃料供給システムは、アクティブであり、前記パイロット燃料供給システムは、非アクティブであり、機関は、前記アンモニアベースの燃料に着火させるための前記予備燃料供給システムの前記予備燃料噴射器によって噴射される前記自己着火可能燃料を使用するように構成される、［２］に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［４］前記機関は、圧縮着火予室ユニットを更に備え、パイロット燃料弁が、前記圧縮着火予室ユニット中に配置され、前記パイロット燃料は、自己着火可能パイロット燃料である、［１］～［３］のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［５］前記機関は、シーリング油システムを更に備え、前記シーリング油システムは、ある量のシーリング油が前記パイロット燃料中に漏出することを確実にする圧力で前記パイロット燃料供給システムに自己着火可能シーリング油を提供するように構成され、前記パイロット燃料中に漏出する前記ある量のシーリング油は、前記パイロット燃料を自己着火可能にする、［１］～［４］のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［６］前記主燃料供給システムは、前記シリンダカバー中に配置された少なくとも１つの主燃料噴射器を備え、前記主燃料噴射器は、圧縮ストロークの終わりに前記主燃焼室中に前記アンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、前記機関は、ジェット予室ユニットを更に備え、前記パイロット燃料噴射器は、前記ジェット予室ユニット中に配置され、前記ジェット予室ユニット中に前記パイロット燃料を噴射するように構成され、前記ジェット予室ユニットは、前記パイロット燃料に着火させるように構成された着火素子を更に備える、［１］～［３］のいずれか一項に２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［７］前記ジェット予室ユニットには、第１の中心軸に沿って前記主燃焼室中に燃えているパイロット燃料のジェット火炎を誘導するための、前記主燃焼室中に開口する開口部が設けられ、少なくとも１つの前記主燃料噴射器は、第２の中心軸に沿ってジェットで前記アンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、前記第１の中心軸及び前記第２の中心軸は、燃えているパイロット燃料の前記ジェット火炎が前記アンモニアベースの燃料の前記ジェットと接触するように配置される、［６］に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［８］前記第１の中心軸及び前記第２の中心軸は交差する、［７］に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［９］前記第１の中心軸と前記第２の中心軸との間の角度は、２５度、１８度、又は１０度未満である、［８］に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
［１０］前記ジェット予室ユニットには、前記主燃焼室中に燃えているパイロット燃料の単一のジェット火炎を誘導するための、前記主燃焼室中への単一の開口部が設けられる、［６］～［９］のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。

Claims

少なくとも１つのシリンダ、シリンダカバー、ピストン、主燃料供給システム、及び掃気空気システムを備える２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関であって、前記シリンダは、シリンダ壁を有し、前記シリンダカバーは、前記シリンダの頂部に配置され、排気弁を有し、前記ピストンは、下死点と上死点との間の中心軸に沿って前記シリンダ内に可動配置され、前記掃気空気システムは、前記シリンダの底部に配置された掃気空気入口を有し、前記主燃料供給システムは、前記ピストンと前記シリンダカバーとの間に画定された主燃焼室中にアンモニアベースの燃料を提供するように構成され、前記機関は、前記アンモニアベースの燃料に着火させるためのパイロット燃料を噴射するように構成された少なくとも１つのパイロット燃料噴射器を備えるパイロット燃料供給システムを更に備え、前記パイロット燃料は、アンモニアである化合物又はアンモニアに由来することが可能な化合物を備える、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関において、前記機関は、自己着火可能燃料を噴射するように構成された少なくとも１つの予備燃料噴射器を備える予備燃料供給システムを更に備え、前記機関は、前記主燃料供給システム及び前記パイロット燃料供給システムがアクティブであり、前記予備燃料供給システムが非アクティブである第１のモードと、前記予備燃料供給システムがアクティブであり、前記主燃料供給システム及び前記パイロット燃料供給システムはアクティブ又は非アクティブのどちらも可能である第２のモードとで動作可能となるように構成され、前記機関は、前記予備燃料供給システムが予備パイロット燃料供給システム及び予備主燃料供給システムの両者として使用できるように構成されることを特徴とする、２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記パイロット燃料は、アンモニアに由来することが可能な化合物を備え、前記化合物は、水素であり、前記パイロット燃料供給システムは、アンモニアから前記水素を発生させるように構成された水素生成ユニットに接続可能である、請求項１に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記第２のモードでは、前記主燃料供給システムは、アクティブであり、前記パイロット燃料供給システムは、非アクティブであり、機関は、前記アンモニアベースの燃料に着火させるための前記予備燃料供給システムの前記予備燃料噴射器によって噴射される前記自己着火可能燃料を使用するように構成される、請求項２に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記機関は、圧縮着火予室ユニットを更に備え、パイロット燃料弁が、前記圧縮着火予室ユニット中に配置され、前記パイロット燃料は、自己着火可能パイロット燃料である、請求項１～３のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記機関は、シーリング油システムを更に備え、前記シーリング油システムは、ある量のシーリング油が前記パイロット燃料中に漏出することを確実にする圧力で前記パイロット燃料供給システムに自己着火可能シーリング油を提供するように構成され、前記パイロット燃料中に漏出する前記ある量のシーリング油は、前記パイロット燃料を自己着火可能にする、請求項１～３のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記主燃料供給システムは、前記シリンダカバー中に配置された少なくとも１つの主燃料噴射器を備え、前記主燃料噴射器は、圧縮ストロークの終わりに前記主燃焼室中に前記アンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、前記機関は、ジェット予室ユニットを更に備え、前記パイロット燃料噴射器は、前記ジェット予室ユニット中に配置され、前記ジェット予室ユニット中に前記パイロット燃料を噴射するように構成され、前記ジェット予室ユニットは、前記パイロット燃料に着火させるように構成された着火素子を更に備える、請求項１～３のいずれか一項に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記ジェット予室ユニットには、第１の中心軸に沿って前記主燃焼室中に燃えているパイロット燃料のジェット火炎を誘導するための、前記主燃焼室中に開口する開口部が設けられ、少なくとも１つの前記主燃料噴射器は、第２の中心軸に沿ってジェットで前記アンモニアベースの燃料を噴射するように構成され、前記第１の中心軸及び前記第２の中心軸は、燃えているパイロット燃料の前記ジェット火炎が前記アンモニアベースの燃料の前記ジェットと接触するように配置される、請求項６に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記第１の中心軸及び前記第２の中心軸は交差する、請求項７に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記第１の中心軸と前記第２の中心軸との間の角度は、２５度、１８度、又は１０度未満である、請求項８に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。
前記ジェット予室ユニットには、前記主燃焼室中に燃えているパイロット燃料の単一のジェット火炎を誘導するための、前記主燃焼室中への単一の開口部が設けられる、請求項６に記載の２ストロークユニフロー掃気クロスヘッド内燃機関。