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KR20170046986A - 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법 - Google Patents

이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법 Download PDF

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KR20170046986A
KR20170046986A KR1020150147288A KR20150147288A KR20170046986A KR 20170046986 A KR20170046986 A KR 20170046986A KR 1020150147288 A KR1020150147288 A KR 1020150147288A KR 20150147288 A KR20150147288 A KR 20150147288A KR 20170046986 A KR20170046986 A KR 20170046986A
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KR
South Korea
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fuel
pilot
temperature
pilot fuel
exhaust gas
Prior art date
Application number
KR1020150147288A
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English (en)
Inventor
정창민
최효환
류영석
박영준
정창환
Original Assignee
현대중공업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
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Abstract

본 발명은 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법에 관한 것으로서, 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계; 오일연료 인젝터를 통해 메인 오일연료를 분사하는 단계; 배기 포트를 유동하는 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계; 상기 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 파일럿 연료 시스템의 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사하는 단계; 상기 배기 포트를 유동하는 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계; 및 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법{METHOD FOR TESTING PILOT FUEL INJECTION SYSTEM OF DUAL FUEL ENGINE}
본 발명은 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법에 관한 것이다.
액화천연가스(LNG) 등의 가스 운반선에서는, 저장 탱크 내에 저장되어 있는 가스연료를 쉽게 연료로 사용하는 한편 탱크 내에서 기화되는 가스를 재액화시키지 않고 선박 추진용 엔진의 연료로 활용하기 위해 가스 연료를 사용하는 가스 엔진을 탑재하거나, 오일연료와 가스연료를 선택적으로 또는 동시에 사용하는 이중연료 엔진을 탑재하는 경우가 있다. 또한, LNG나 LPG와 같은 가스를 사용하는 해상 부유물, 해상 구조물, 또는 플랜트의 발전설비에서 사용하는 대형 디젤 엔진의 경우에도 가스 연료를 함께 쓸 수 있는 이중연료 엔진을 도입하고 있다.
이중 연료를 사용하는 대형 엔진(디젤 엔진)은, 가스연료를 사용하는 가스연료 운전 모드와 오일연료(예; Marine Diesel Oil, Heavy Fuel Oil 등)를 사용하는 오일연료 운전 모드, 그리고 가스연료와 오일연료를 동시에 사용하는 혼합 운전 모드를 가진다. 가스 엔진(가솔린 엔진)의 경우는 가스 연료 운전 모드를 가짐은 물론이다.
오일연료는 각각의 실린더 헤드 블록에 구비된 파일럿 연료 시스템의 파일럿 인젝터에 의해 연소실로 분사되고, 가스연료는 메인 피드 파이프로부터 각 실린더별 분배 파이프로 분배된 다음 가스 유입 밸브(GAV; Gas Admission Valve) 조립체에서 가스량이 조절되어 가스 인젝터를 통해 실린더 헤드의 흡기 포트에 분사된다.
이중연료 엔진은, 점화플러그에 의해 연료를 불꽃 점화하는 가솔린 엔진과는 달리 흡기를 고온고압으로 압축하여 자발화(self-ignition, 자기착화) 시키는 디젤 엔진을 기반으로 하기 때문에, 가스연료의 착화를 유도하는 파일럿 인젝터(Micro Pilot Injector)를 더 구비한다.
천연가스와 같은 가스연료는 인화점은 낮지만 자발화(self-ignition, 자기착화) 온도가 550℃ 부근으로 높기 때문에, 가스연료 운전 모드에서 주연료인 가스연료를 분사(main injection 과정)하기 직전에 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료(Marine Diesel Oil, Marine Gas Oil 등)을 미량 분사하여 점화를 유도하여(pilot injection 과정), 가스연료의 안정적인 점화를 도모할 수 있다.
또한, 오일연료 운전 모드에서도, 주연료인 디젤연료를 분사하기 직전에 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료을 미량 분사하여 연소실의 연소환경을 개선함으로써 NOx 개선 및 연소 성능을 향상시킬 수 있다.
위와 같이 이중연료 엔진에 있어서, 두 가지의 주연료와 파일럿 연료의 공급을 위해 각각 별도의 공급 계통을 설비하여야 하는 한편 두 가지 운전 모드 이상으로 운전하여야 하기 때문에, 장치가 복잡할 뿐만 아니라 이를 제어하기 위한 제어 시스템도 매우 복잡하다.
특히, 이중연료 엔진은 디젤 엔진을 기반으로 하기 때문에 가스연료 모드에서의 정밀한 운전 제어는 가스연료 모드로 운전할 수 있는지의 여부를 결정하는 매우 중요한 요소이다. 예를 들어, 오일연료 운전 모드에서는 일반적인 디젤엔진과 같이 연료의 압축착화를 통해 연소가 일어나지만, 가스연료 운전 모드에서는 파일럿 인젝션을 미리 수행하여 가스연료의 점화를 유도하여야 한다. 그 때문에 가스연료 운전 모드에서는 가스연료에 의한 점화시기를 동일하게 설정하더라도 연소(폭발)의 진행, 연소 압력, 최고압력 발생 시점 등이 실린더마다 차이가 발생하게 된다.
따라서, 위와 같은 이중연료 엔진에서는, 엔진의 운전 특성을 안정적으로 유지하기 위해서 파일럿 연료 시스템의 상태가 매우 중요하며, 이에 따라 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 확인하기 위한 테스트가 이루어지고 있다.
기존의 파일럿 연료 시스템의 테스트는 메인 오일연료 시스템의 동작을 정지시키고 파일럿 연료 시스템으로만 엔진 운전이 가능하도록 해야 했기 때문에 파일럿 연료 시스템이 상당한 양의 연료를 분사할 수 있도록 자체의 용량을 과다하게 크게 할 수 밖에 없었다.
본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하고자 창출된 것으로서, 본 발명의 목적은, 소량의 파일럿 연료 분사만으로 파일럿 연료 시스템의 정상동작 여부를 확인할 수 있도록 하여 파일럿 연료 시스템의 자체 용량을 줄일 수 있도록 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 일 측면에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법은, 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계; 오일연료 인젝터를 통해 메인 오일연료를 분사하는 단계; 배기 포트를 유동하는 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계; 상기 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 파일럿 연료 시스템의 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사하는 단계; 상기 배기 포트를 유동하는 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계; 및 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
구체적으로, 상기 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계에서, 상기 오일연료 운전 모드로의 세팅은, 이중연료 엔진을 제작하여 선박에 탑재하기 전에 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 확인할 때 실시하거나, 상기 선박에 탑재하여 사용중인 상태에서 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무에 대한 정기 점검할 때 실시하거나, 상기 오일연료 운전 모드로부터 가스연료 운전 모드로 전환하는 시점에서 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 확인할 때 실시할 수 있다.
구체적으로, 상기 배기 포트를 유동하는 상기 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계에서, 상기 제1 배기가스는 상기 메인 오일연료의 연소에 의해 발생하며, 상기 제1 배기가스의 온도는 상기 배기 포트에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기를 통해 모니터링될 수 있다.
구체적으로, 상기 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 상기 파일럿 연료 시스템의 상기 파일럿 인젝터를 통해 상기 파일럿 연료를 후분사하는 단계에서, 상기 파일럿 연료는 피스톤이 하사점을 향하는 과정에서 분사하며, 상기 파일럿 연료의 분사량은 상기 제1 배기가스의 온도에 영향을 미칠 정도의 양일 수 있다.
구체적으로, 상기 배기 포트를 유동하는 상기 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계에서, 상기 제2 배기가스는 상기 메인 오일연료에 더하여 상기 파일럿 연료의 연소에 의해 발생하며, 상기 제2 배기가스의 온도는 상기 배기 포트에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기를 통해 모니터링될 수 있다.
구체적으로, 상기 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계에서, 상기 제2 배기가스의 온도가 상기 제1 배기가스의 온도보다 높게 모니터링되는 경우, 상기 파일럿 연료 시스템은 정상적인 것으로 판단할 수 있다.
구체적으로, 상기 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계에서, 상기 제2 배기가스의 온도가 상기 제1 배기가스의 온도와 유사하게 모니터링되는 경우, 상기 파일럿 연료 시스템은 비정상적인 것으로 판단할 수 있다.
본 발명에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법은, 메인 오일연료 분사를 유지한 상태에서 배기가스 온도에 영향을 미칠 정도의 소량의 파일럿 연료를 후분사(post-pilot injection)하여 배기가스 온도의 변화를 모니터링함으로써, 파일럿 연료 시스템의 정상동작 여부를 확인할 수 있어, 파일럿 연료 시스템의 자체 용량을 줄일 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 적용되는 파일럿 연료 시스템이 구비되는 이중연료 엔진의 일부 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 3은 오일연료 인젝터를 통해 메인 오일연료의 분사를 유지하면서 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사할 때 배기가스의 온도 변화를 나타낸 그래프이다.
본 발명의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명백해질 것이다. 본 명세서에서 각 도면의 구성요소들에 참조번호를 부가함에 있어서, 동일한 구성 요소들에 한해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 번호를 가지도록 하고 있음에 유의하여야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명은 생략한다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 적용되는 파일럿 연료 시스템이 구비되는 이중연료 엔진의 일부 사시도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 이중연료 엔진(1)은, 실린더 블록(100)과, 실린더 블록(100)의 상부에 탑재되는 실린더 헤드 블록(110)을 포함한다.
실린더 블록(100)은 실린더(102)와 피스톤(104)을 포함한다.
실린더 헤드 블록(110)의 하단부는 연소실의 상단부를 형성하며, 흡기 포트(112), 배기 포트(114) 등이 형성될 수 있다. 배기 포트(114)에는 온도 센서(도시하지 않음)가 구비되며, 배기 포트(114)를 통해 유동되는 배기가스의 온도를 단말기(도시하지 않음)를 통해 모니터링할 수 있다.
또한, 실린더 헤드 블록(110)에는 연소실에 오일연료를 분사하기 위한 오일연료 인젝터(120)와, 파일럿 연료를 분사하기 위한 파일럿 인젝터를 포함하는 파일럿 연료 시스템(130)과, 흡기 밸브(140) 및 배기 밸브(150)가 설치될 수 있다.
또한, 실린더 헤드 블록(110)에는 최초 시동 시 고압의 공기를 분사하여 피스톤을 강제로 밀어주기 위한 에어 스타트 밸브(160)가 설치될 수 있다.
또한, 실린더 헤드 블록(110)의 상면에는 가스연료 분배 파이프(도시하지 않음)의 말단에 연결되는 가스 유입밸브 조립체(도시하지 않음)의 내부에 구비되는 가스 유입 밸브(170)가 설치될 수 있다.
가스 유입 밸브(170)는 제어부의 제어 신호에 의해 동작하는 컨트롤 기구와 가스 인젝터를 구비하며, 가스 인젝터의 노즐을 통해 흡기 포트(112)의 내부로 가스를 토출할 수 있다.
상기한 이중연료 엔진에서, 파일럿 연료 시스템(130)은, 가스연료 운전 모드에서 주연료인 가스연료를 분사하기 직전에 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 미량 분사하여 점화를 유도하여 가스연료의 안정적인 점화를 도모하고, 또한, 오일연료 운전 모드에서도, 주연료인 디젤연료를 분사하기 직전에 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 미량 분사하여 연소실의 연소환경을 개선함으로써 NOx 개선 및 연소 성능을 향상시키는 등, 이중연료 엔진의 운전 특성을 안정적으로 유지하기 위한 중요한 구성 요소중 하나이다. 이에 따라 파일럿 연료 시스템(130)이 정상적으로 동작하고 있는지에 대한 테스트가 이루어지고 있으며, 본 발명의 일 실시예에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법을 도 2 및 도 3을 참고하여 이하에서 설명한다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법을 설명하기 위한 순서도이고, 도 3은 오일연료 인젝터를 통해 메인 오일연료의 분사를 유지하면서 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사할 때 배기가스의 온도 변화를 나타낸 그래프이다.
도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법은, 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계(S210); 오일연료 인젝터(120)를 통해 메인 오일연료를 분사하는 단계(S220); 배기 포트(114)를 유동하는 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계(S230); 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 파일럿 연료 시스템(130)의 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사(post-pilot injection)하는 단계(S240); 배기 포트(114)를 유동하는 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계(S250); 및 모니터링된 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 파일럿 연료 시스템(130)의 이상 유무를 판단하는 단계(S260)를 포함한다.
단계 S210에서는, 오일연료 운전 모드로 세팅한다.
단계 S210에서, 오일연료 운전 모드로의 세팅은, 이중연료 엔진(1)을 제작하여 선박 등에 탑재하기 전에 파일럿 연료 시스템(130)의 이상 유무를 확인할 때, 또는 선박 등에 탑재하여 사용중인 상태에서 파일럿 연료 시스템(130)의 이상 유무에 대한 정기 점검할 때, 또는 오일연료 운전 모드로부터 가스연료 운전 모드로 전환하는 시점에서 파일럿 연료 시스템(130)의 이상 유무를 확인할 때 실시할 수 있다.
단계 S220에서는, 오일연료 인젝터(120)를 통해 메인 오일연료를 분사한다.
단계 S220에서, 메인 오일연료는 이중연료 엔진(1)이 정상적으로 구동될 수 있는 양으로 분사한다.
단계 S230에서는, 배기 포트(114)를 유동하는 제1 배기가스의 온도를 모니터링한다.
단계 S230에서, 제1 배기가스는 메인 오일연료의 연소에 의해 발생하는 것이며, 이때 제1 배기가스의 온도는 배기 포트(114)에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기 등을 통해 모니터링될 수 있다. 제1 배기가스의 온도는 메인 오일연료의 분사량이 일정하게 유지되기 때문에 도 3에 도시된 바와 같이, 변화의 폭이 거의 없다.
단계 S240에서는, 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 파일럿 연료 시스템(130)의 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사한다.
단계 S240에서, 파일럿 연료는 피스톤(104)이 하사점을 향하는 과정에서 분사 즉, 후분사되며, 이때 분사량은 제1 배기가스의 온도에 영향을 미칠 정도의 양일 수 있다.
예를 들어, H35DF 엔진 적용 시, 기존 방법(메인 오일연료 시스템의 동작을 정지시키고 파일럿 연료 시스템으로만 이중연료 엔진의 운전이 가능하도록 함)으로는 파일럿 연료 시스템의 파일럿 인젝터의 경우 500mm2/injection, 고압 펌프의 경우 2liter/min의 용량이 되어야 했으나, 본 발명에 따른 방법에서는 파일럿 연료 시스템(130)의 파일럿 인젝터의 경우 150mm2/injection, 고압 펌프의 경우 0.7liter/min의 용량이면 충분하였다.
단계 S250에서는, 배기 포트(114)를 유동하는 제2 배기가스의 온도를 모니터링한다.
단계 S250에서, 제2 배기가스는 메인 오일연료에 더하여 파일럿 연료의 연소에 의해 발생하는 것이며, 이때 제2 배기가스의 온도는 배기 포트(114)에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기 등을 통해 모니터링될 수 있다. 제2 배기가스의 온도는 메인 오일연료의 분사량에 더하여 파일럿 연료의 분사량이 합해지기 때문에 연소온도가 높아지며, 이에 따라 제1 배기가스의 온도 분포와 연속 선상에서 비교할 때 파일럿 연료가 후분사되는 순간부터 변화의 폭이 나타나야 하는 것이 정상적일 것이다.
단계 S260에서는, 모니터링된 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 파일럿 연료 시스템(130)의 이상 유무를 판단한다.
전술한 바와 같이, 제1 배기가스의 온도는 메인 오일연료의 분사량에 의한 연소온도에 비례할 것이고, 제2 배기가스의 온도는 메인 오일연료의 분사량에 더하여 파일럿 연료의 분사량이 합해진 것에 의한 연소온도에 비례할 것이므로, 도 3에 도시된 바와 같이, 파일럿 연료 후분사 지점 이후부터는 제2 배기가스의 온도가 제1 배기가스의 온도보다 높게 모니터링되어야 하는 것이 정상적일 것이다.
즉, 파일럿 연료 후분사 지점(도 3 참고) 이후의 제2 배기가스의 온도가 파일럿 연료 후분사 지점 이전의 제1 배기가스의 온도보다 높게 모니터링될 경우, 파일럿 연료 시스템(130)은 "정상"이라 판단한다.
반면에, 파일럿 연료 후분사 지점 이후의 제2 배기가스의 온도가 파일럿 연료 후분사 지점 이전의 제1 배기가스의 온도와 유사하게 모니터링되는 경우, 파일럿 연료 시스템(130)은 "비정상"이라 판단하고, 파일럿 인젝터의 분사 구멍이 탄소나 기타 이물질에 의해 막혔는지를 점검하거나 시스템 내부를 점검하여, 파일럿 연료 시스템(130)이 정상 동작될 수 있도록 유지 보수할 수 있다.
이와 같이 본 실시예는, 메인 오일연료 분사를 유지한 상태에서 배기가스 온도에 영향을 미칠 정도의 소량의 파일럿 연료를 후분사(post-pilot injection)하여 배기가스 온도의 변화를 모니터링함으로써, 파일럿 연료 시스템(130)의 정상동작 여부를 확인할 수 있어, 파일럿 연료 시스템(130)의 자체 용량을 줄일 수 있다.
이상에서는 본 발명의 실시예들을 중심으로 본 발명을 설명하였으나 이는 단지 예시일 뿐 본 발명을 한정하는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 본 실시 예의 본질적인 기술내용을 벗어나지 않는 범위에서 실시예에 예시되지 않은 여러 가지의 조합 또는 변형과 응용이 가능함을 알 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 실시예들로부터 용이하게 도출 가능한 변형과 응용에 관계된 기술내용들은 본 발명에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
1: 이중연료 엔진 100: 실린더 블록
102: 실린더 104: 피스톤
110: 실린더 헤드 블록 112: 흡기 포트
114: 배기 포트 120: 오일연료 인젝터
130: 파일럿 연료 시스템 140: 흡기 밸브
150: 배기 밸브 160: 에어 스타트 밸브
170: 가스 유입 밸브

Claims (7)

  1. 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계;
    오일연료 인젝터를 통해 메인 오일연료를 분사하는 단계;
    배기 포트를 유동하는 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계;
    상기 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 파일럿 연료 시스템의 파일럿 인젝터를 통해 파일럿 연료를 후분사하는 단계;
    상기 배기 포트를 유동하는 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계; 및
    모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 오일연료 운전 모드로 세팅하는 단계에서,
    상기 오일연료 운전 모드로의 세팅은,
    이중연료 엔진을 제작하여 선박에 탑재하기 전에 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 확인할 때 실시하거나,
    상기 선박에 탑재하여 사용중인 상태에서 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무에 대한 정기 점검할 때 실시하거나,
    상기 오일연료 운전 모드로부터 가스연료 운전 모드로 전환하는 시점에서 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 확인할 때 실시하는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  3. 제 1 항에 있어서, 상기 배기 포트를 유동하는 상기 제1 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계에서,
    상기 제1 배기가스는 상기 메인 오일연료의 연소에 의해 발생하며,
    상기 제1 배기가스의 온도는 상기 배기 포트에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기를 통해 모니터링되는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  4. 제 1 항에 있어서, 상기 메인 오일연료의 분사량을 유지하면서 상기 파일럿 연료 시스템의 상기 파일럿 인젝터를 통해 상기 파일럿 연료를 후분사하는 단계에서,
    상기 파일럿 연료는 피스톤이 하사점을 향하는 과정에서 분사하며,
    상기 파일럿 연료의 분사량은 상기 제1 배기가스의 온도에 영향을 미칠 정도의 양인 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  5. 제 1 항에 있어서, 상기 배기 포트를 유동하는 상기 제2 배기가스의 온도를 모니터링하는 단계에서,
    상기 제2 배기가스는 상기 메인 오일연료에 더하여 상기 파일럿 연료의 연소에 의해 발생하며,
    상기 제2 배기가스의 온도는 상기 배기 포트에 구비되는 온도 센서에 의해 실시간으로 감지되어 단말기를 통해 모니터링되는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  6. 제 1 항에 있어서, 상기 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계에서,
    상기 제2 배기가스의 온도가 상기 제1 배기가스의 온도보다 높게 모니터링되는 경우, 상기 파일럿 연료 시스템은 정상적인 것으로 판단하는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
  7. 제 1 항에 있어서, 상기 모니터링된 상기 제1 및 제2 배기가스의 온도를 분석하여 상기 파일럿 연료 시스템의 이상 유무를 판단하는 단계에서,
    상기 제2 배기가스의 온도가 상기 제1 배기가스의 온도와 유사하게 모니터링되는 경우, 상기 파일럿 연료 시스템은 비정상적인 것으로 판단하는 것을 특징으로 하는 이중연료 엔진의 파일럿 연료 시스템 테스트 방법.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN110469439A (zh) * 2019-08-30 2019-11-19 攀钢集团矿业有限公司 排气温度测试判定电磁喷油器性能的方法
CN112539940A (zh) * 2020-12-14 2021-03-23 中船动力有限公司 双燃料发动机检测试验台

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