JPH09166046A

JPH09166046A - 副ゲートを具備する複流ターボジェットエンジンの推力反転装置

Info

Publication number: JPH09166046A
Application number: JP8292137A
Authority: JP
Inventors: Bertrand Henri Edouard F P Masson; ベルトラン・アンリ・エデユアール・フランソワ・フイリツプ・マソン
Original assignee: Hispano Suiza SA
Current assignee: Safran Transmission Systems SAS
Priority date: 1995-11-02
Filing date: 1996-11-01
Publication date: 1997-06-24
Also published as: DE69611506T2; FR2740834A1; EP0771945B1; DE69611506D1; FR2740834B1; CA2189217A1; US5819528A; EP0771945A1

Abstract

(57)【要約】【課題】飛行機の運動による空気の動的圧力の作用に
より、反推力流に対する流による反転装置の「詰め込
み」現象が生じる傾向、および反転装置の効率が落ちる
傾向を解消する。【解決手段】閉位置において、直接ジェット動作時
に、ナセルの壁内に組み込まれ、かつ展開位置におい
て、反転流（１１ａ）の偏向障壁を形成することができ
る主ゲート（７）が、直接ジェット時には前記ナセルの
壁内に組み込まれ、推力反転時にはナセルの壁の外部表
面上を流れる外部流（１４）に対する障壁を形成しかつ
反転流の管路をつくるように反転シンク（２４ｂ）の上
流端において展開することができる、副ゲート（１０）
に結合されている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、複流ターボジェッ
トエンジン（turboreacteur a bouble flux）のゲート
付き推力反転装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】ターボジェットエンジンは、冷流と呼ば
れる副流を通過させることを目的とする管路をブロワの
後方に具備する。この管路は、ブロワの後方の本来のエ
ンジンの構造体を取り囲む内部壁と、上方部分がエンジ
ンを取り囲むエンジンカバーに連続する外壁とから成
る。この外壁は、例えば混合流または合流流ナセルの場
合、熱流と呼ばれる主流の排気部分の後方でその下流部
分で副流と主流とを同時に通過させることができるが、
分離流ナセルと呼ばれるナセルの場合には、外壁は副流
のみを通過させる。

【０００３】壁は、エンジンの外部、すなわちブロワお
よび前記管路の外壁の外面を取り囲むカバーの外部を覆
うこともあるが、これは推進アセンブリの抵抗を最小化
することを目的とする。推進アセンブリが翼の下部また
は胴体の後部に取り付けられている時など、機体の外部
に付加された推進アセンブリであるこの場合は特にそう
である。以後、管路の外壁およびナセルの外壁で構成さ
れるアセンブリを外面カバーと呼ぶことにする。

【０００４】本発明は、ＦＲ−Ａ−１４８２５３８号、
ＦＲ−Ａ−２０３００３４号、およびＵＳ３６０５４１
１号から既知の装置と同様の「ゲート型(a portes)」と
呼ばれる反転装置に関する。

【０００５】添付の図１は、三つの主要な部分、すなわ
ち、上流側のターボジェットエンジンの中央構造のカバ
ーによって内部が規定される副流管路の外壁の延長部内
に位置する固定部分１、可動部分２、および固定後部カ
ラー３から成るこの種の推力反転装置の既知の実施形態
を示す。前記上流側固定部分１は、ナセルの外部パネル
４、副流管の外部を規定する内部パネル５、および前記
パネル４および５の接続を行う前側フレーム６を含む。
前記フレーム６は、主に一定数の移動可能な要素または
通常ゲートとよばれる障壁から成る可動部の移動制御装
置２の支持体の役割も果たし、その数は、個々の応用例
に応じて変わることが可能であり、飛行機上のターボジ
ェットエンジンから成る推進アセンブリの取り付け方法
に従って、例えば二つ、三つ、または四つのゲート７が
場合によっては固定部分と協動して環状のアセンブリ
（ensemble annulaire）を形成する。前記ゲート７は、
これらゲートの両側に位置するビーム上の側面壁の中間
部位内に回動可能に取り付けられる。

【０００６】図２は、このような推力反転装置の複流タ
ーボジェットエンジンへの応用例を示す部分斜視図であ
る。この場合反転装置は四つのゲート７を含み、図２は
そのうち二つが、推力反転動作に対応して開口した状態
で示されている。各ゲート７は、シリンダ７ａなどの移
動制御手段に結合される。

【０００７】作動位置では、旋回軸の下流に位置するゲ
ートの部分が管路のほぼ全体を塞ぐように、かつ副流が
管路の軸に対し径方向に導かれるようにするためゲート
の上流部分により外部カバー内に通路が設けられるよう
に、ゲート７が反転する。ゲート７の上流部分は、エン
ジンの作動状態に影響を与えずに流を通過させることが
できなければならないという通路の寸法上の理由によ
り、外部カバーの外部から突出している。この流の推力
をなくし、さらには上流側に偏向する流の成分を発生す
ることにより反推力が発生されるように、ゲート７の旋
回角度が調整される。ゲート７はまた、流を上流側に偏
向し反推力成分が得られるようにするため、ゲート７が
展開された時ゲートの内面から見て前方に突出するスポ
イラ９を上流部分に具備する。

【０００８】反転装置はまた、カバーの上流側固定部分
１上に偏向縁８を具備するが、その目的は、ゲートが展
開された時ゲートによって開放される通路内の流れを最
適化することである。

【０００９】この種類の反転ゲートターボジェットエン
ジンの推力反転装置は、特に出願人が所有するＦＲ−Ａ
−２６１８８５３号、ＦＲ−Ａ−２６１８８５２号、Ｆ
Ｒ−Ａ−２６２１０８２号、ＦＲ−Ａ−２６２７８０７
号、ＦＲ−Ａ−２６３４２５１号、ＦＲ−Ａ−２６３８
２０７号、およびＦＲ−Ａ−２６５１０２１号に記載さ
れている。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、現在周
知の解決方法では未解決の問題がいくつか残っており、
いくつかの欠点を有する。例えば、飛行機の運動による
空気の動的圧力の作用により、反推力流に対する流によ
る反転装置の「詰め込み（gavage）」現象が生じる傾
向、および、 − 反転シンク（puits d’inversion）のレベルでの渦
流の形成による有効断面積の減少の効果、 − 速度ベクトルの合力の変化、 − 噴射速度プロフィルの不安定性の発生、および下流
側圧力の変化によるエンジンのポンピングにかかわる危
険、 − 反転流の層の適切な制御を行うことが困難であっ
て、再取り込みまたは衝撃の危険が生じること、 − さらに、上記の現象によりゲートに大きな物理的応
力が加えられ、その結果、有害な質量増加が生じること
により、反転装置の効率が落ちる傾向がある。

【００１１】

【課題を解決するための手段】前記の欠点を解消するこ
とができる複流ターボジェットエンジンの推力反転装置
は、反転装置の構造体に直接結合された副ゲートと呼ば
れる少なくとも一つの追加可動要素が付加され、直接ジ
ェット動作時には、噴射管路の外壁内に組み込むことが
可能であり、かつ推力反転動作時には、反転シンクの上
流側縁において展開することが可能であり、副ゲートの
上流側は主ゲートと同じ方向に遠心方向に旋回し、その
結果、噴射管路の前記外部壁の表面上を流れる外部流に
対する障壁が形成され、かつナセルの壁の外部から突出
する反転流の管路をゲートとの間で作ることにより、反
転流を通過させることを特徴とする。

【００１２】本発明のその他の特徴および利点は、添付
の図面を参照して行う本発明の実施態様についての以下
の説明を読むことにより、よりよく理解されよう。

【００１３】

【発明の実施の形態】添付の図面を参照して説明する本
発明の応用例は、ゲート式複流ターボジェットエンジン
の推力反転装置に関し、その場合、既知の実施の形態を
示す図１および図２を参照して前述したように、図３お
よび図４に略図を示す推力反転装置は、外部パネル４お
よび内部パネル５から成る上流側固定部分１、主ゲート
７から成る可動部分２、および固定後部カラー３も含
む。

【００１４】注目すべきことに、本発明によれば、主ゲ
ート７は副ゲート１０に結合される。矢印１１で示す副
流層の外部カバーを形成する上流側固定部分の前記内部
パネル５は部分１２によって延長され、図３に示すよう
な閉位置では前記副ゲート１０は、前記層のカバー部分
１２と主ゲート７の外部パネル１３との間に配設され
る。このようにして、層の内部流１１についてもナセル
の外部流についても、完璧な空力的連続性が確保され
る。また、閉位置において主ゲート７と副ゲート１０と
の間に気密性を確保するため、ＦＲ−Ａ−２６５１０２
１号に記載の配置に類似した結合システムを設置するこ
とができ、これにより自動閉方向における主ゲート７の
平衡を確保することができるので、不意の展開を防止す
ることが可能である。実際、層の内部圧力はこのように
して主ゲート７の下流側内部に特に作用し、自動閉トル
クを発生する。

【００１５】図には詳細に示さないシステムにより、図
４に略図を示すような展開位置における通路が可能にな
る。副ゲート１０の移動を得るために周知の手段が使わ
れる。副ゲート１０と、主ゲート７の移動のシリンダ制
御システム７ａとの間に特に機械的リンクを設けること
ができる。一つの変形例においては、独立した手段によ
り副ゲート１０の移動の制御を行うことができる。展開
位置では副ゲート１０は、層の外部カバーの下流側部分
１２の端部に支承される位置になり、漏れの発生を防
ぐ。展開位置における主ゲート７と副ゲート１０との結
合により、図４の矢印１１ａで示すような反転流が流れ
出す真の意味での層およびノズルが形成される。ノズル
／層の入口の概略を２４ａで示し、反転装置の反転シン
クを２４ｂで示した。また、矢印１４で示す、ナセルの
外部壁上を流れる外部流は、副ゲート１０により停止さ
れ偏向される。このようにして、外部流によって混乱を
きたすことなく、ある所与の方向が反転流に与えられ
る。さらに、内部流と外部流の混合作用が存在しないた
め、反転シンク２４の出口においてより安定した速度プ
ロフィルが確立される。この安定化作用は、推力反転時
においてターボジェットエンジンと反転装置との間の非
適合性作用を防止するのに重要である。副ゲート１０に
より外部流１４と内部流１１ａとの間に形成されたスク
リーンにより、外部流１４によって引き起こされる反転
流１１ａの偏向を減少させることもできる。これらの作
用によっても、主ゲート７上の応力の分布が向上する。

【００１６】さらに、動作状態を向上させるため、副ゲ
ート１０を実施する際にいくつかの個別の加工を加える
ことができる。閉位置においては副ゲート１０は一切の
流から遮断されるため、ゲート１０の面全てについて最
適な、展開位置における動作に適合する形状を規定する
ことができる。このようにして副ゲート１０の下流側端
１５は、剥離（decollement）を最小にすることができ
る最適な偏向縁を形成する。図５および図７に詳細に示
すように、早期接着(premature recollement)を引き起
こす局所的圧力低下を発生させるため、副ゲート１０の
上面１６と偏向縁１５との間にステップ１７を加工する
ことができる。副ゲート１０の上面１６と下面１８との
間に、１９などのスロットまたは穴を、ゲート上に内部
流が再度接着し、反転シンクからの流量を増加させるよ
う、適切な角度で設けることができる。スロットまたは
穴は、副ゲート１０の下面１８上の外部流１４の停止点
の後方に、逆方向への流れが阻止される方向に穿孔され
る。このように、副ゲート１０に衝撃を加えた外部流は
内部流を掃流し、内部流を副ゲート１０の上面１６に押
し付ける。同様に、副ゲート１０の上流側端２０も、適
切な流量を確保しつつ最大の反推力を発生するよう内部
流の方向を決める役割を有する最適化された偏向縁を構
成するように形状が設定される。図６に示すように、主
ゲート７の上流側固定カバーおよび外部カバーに沿った
副ゲート１０の最適なバイパス２１により、層の制御を
行うことができ、特に、着陸段階の飛行機の制御を損な
う可能性のあるジェットの再取り込みまたは衝撃を防止
することができる。また、所望の方向に三次元的にジェ
ットを向け、流の良好な案内を確保するために、副ゲー
ト１０の上面１６および／または下面１８上に、溝およ
び／またはそらせ板（chicane）２２を付加することも
できる。副ゲート１０が内部流内にはみ出る図４に示す
構成においては、流が遅くかつ流量が大きい場合にはカ
ラーを設けると有利である。

【００１７】図８および図９は、飛行機の推進アセンブ
リ上への副ゲート１０の取り付け例を示す。副ゲート１
０は展開位置におけるその方向のため、着陸段階での飛
行機の全体的制動が増加するベイル／空力ブレーキを形
成する。

【００１８】本発明についていくつかの変形実施の形態
が可能である。図１０および図１１に示す第一の変形実
施の形態によれば、閉位置にある副ゲート１１０は、図
３を参照して前述したように、主ゲート７の外部パネル
１３に覆われたままである。反対に副ゲート１０の下面
１１８は、直接ジェット時、矢印１１で示すような、流
の循環路の外壁の一部を形成する。その結果、上流側固
定構造の内壁５と主ゲート７の内壁との間に空力的連続
性を確保するように、下面１１８の形状が最適化され
る。この場合、図１０に示し、推力反転動作に相当する
展開位置における外部流１４の偏向については、下面１
１８の若干の不整合を許容することができる。図３から
図９を参照して説明した他の動作条件は全て同一であ
り、かつ前記に説明した利点も維持される。前記の実施
の形態との違いは、特に、図３および図４に示すような
層の外部カバーの部分１２がないことを始めとするナセ
ルの単純化と軽量化である。副ゲート１０のこの配置に
より、ＦＲ−Ａ−２６５１０２１号に記載の推力反転装
置において得られるような、閉位置における主ゲート７
の安定性という利点も得ることができる。

【００１９】図１２および図１３に示す第二の変形実施
の形態によれば、本発明による副ゲート２１０により、
閉位置において、副ゲート２１０の下面２１８が上流側
固定構造の内壁５と主ゲート７の内壁との間に連続性を
確保する層の内部カバーのレベルと、副ゲート２１０の
上面２１６が上流側固定構造の外壁４と主ゲート７の外
壁との間に連続性を確保する外部カバーのレベルとで同
時に空力線の連続性が確保される。この場合、直接ジェ
ット１１の最良の空力流条件を確保し最適な性能が得ら
れるようにするために、下面２１８の形状が最適化され
る。同様に、副ゲート２１０の上面２１６は外部流に適
合される。この目的のため、図３から図９を参照して説
明した実施の形態における２２などのそらせ板は設けな
い。この実施の形態においては、動作条件および得られ
る利点が前記に記載の実施の形態と同一であるが前記に
記載の他の実施の形態も採用することができる。なお、
今回の場合、展開位置の機能に関する下面２１８および
上面２１６の形状の最適化は適用することができない。
ただし、副ゲート２１０の効果を増加させるために、可
動スポイラー２３の配置を付加することができる。

【００２０】図１４から図１６に示す第三の変形実施の
形態によれば、本発明による副ゲート３１０により、閉
位置において、ナセルの外表面上でのみ空力線の連続性
が確保される。この場合、副ゲート３１０の上面３１６
により、上流側固定構造の外壁４と主ゲート７の外壁と
の間に連続性が確保される。上流側固定構造の下流側部
分１２と主ゲート７の内壁との間に、層の外部カバーの
壁の連続性が確保され、副ゲート３１０は前記固定壁下
流側部分に載り掛かる。図３から図９を参照して説明し
た実施の形態とは異なり、今回の場合、推力反転動作
時、図１５に示す展開位置においては、副ゲート３１０
の上面３１６の形状の若干の不適合は許容される。ま
た、前記上面３１６上にはそらせ板２２は存在しない。
反対に、図３から図９を参照して説明した他の動作条件
は全て同一であり、かつ前記に説明した利点も維持され
る。図１３に示す第二の変形実施形態における場合と同
様に、副ゲート３１０の効果を増加させるために、可動
スポイラー３３を副ゲート３１０に付加することができ
る。

【００２１】第三の変形実施の形態は、前記の実施の形
態と比べ更に利点を有する。実際、図１６に略図で示す
ように、副ゲート３１０は展開位置をとることができる
が、主ゲート７は閉位置に留まっている。この場合、層
の固定カバーの下流側部分１２と主ゲート７の内壁によ
り、直接ジェット動作時の層の気密性が確保される。従
って、副ゲート３１０は飛行制御装置と同じであるとす
ることができ、種々の飛行条件下で展開することができ
る。種々の可能な使用例のうち、以下のような副ゲート
３１０の可能性を列挙する。

【００２２】− 飛行機の両側で副ゲートが非対称的に
展開される時にローリング速度を加速することができ
る。

【００２３】− 飛行機の高迎角補助翼またはフラップ
の補助をすることができる。

【００２４】− 接近および／または降下段階において
空力ブレーキの役割を果たすことができる。

【００２５】図で示す本発明の説明は、唯一つの主ゲー
トに結合された副ゲートを示しているが、唯一の主ゲー
ト、複数の主ゲート、あるいは推力反転装置において数
量が変更可能な主ゲート全部に結合された副ゲートも本
発明の一部を成すものである。説明した実施の形態は、
「ゲート型」と呼ばれる推力反転装置の種類に対応する
が、本発明による副ゲートは、グリッド型反転装置また
は下流側障壁型反転装置など、他の種類の推力反転装置
上にも取り付けることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】既知の種類の、旋回ゲート式推力反転装置の閉
位置における、結合されたターボジェットエンジンの回
転軸を通る面による部分断面図である。

【図２】図１に示す推力反転装置の展開位置における部
分斜視図である。

【図３】本発明の実施の形態による副ゲートを具備した
旋回ゲート式推力反転装置の閉位置における状態を示
す、図１と同様の部分断面図である。

【図４】図３に示す推力反転装置の展開位置における、
図１から図３と同様の部分断面図である。

【図５】本発明による副ゲートの概略断面図である。

【図６】図５に示す副ゲートの概略正面図である。

【図７】図５および図６に示す副ゲートの概略斜視図で
ある。

【図８】本発明による推力反転装置の閉位置における、
副ゲートのナセルへの取り付け例を示す概略斜視図であ
る。

【図９】図８に示す副ゲートの展開位置における、図８
と同様の概略斜視図である。

【図１０】本発明による副ゲートの閉位置における設置
の変形例を示す、図１および図３と同様の部分断面図で
ある。

【図１１】図１０に示す推力反転装置の展開位置におけ
る、図４と同様の部分断面図である。

【図１２】本発明による副ゲートの閉位置における実施
の変形例を示す、図１、図３および図１０と同様の部分
断面図である。

【図１３】図１２に示す推力反転装置の展開位置におけ
る、図４および図１１と同様の部分断面図である。

【図１４】本発明による副ゲートの閉位置における設置
の別の変形例を示す、図１、図３、図１０および図１２
と同様の部分断面図である。

【図１５】展開位置における図１２に示す推力反転装置
の、図４、図１１および図１３と同様の部分断面図であ
る。

【図１６】副ゲートのみが展開される位置における図１
４および図１５に示す推力反転装置の、図１５と同様の
部分断面図である。

【符号の説明】

７主ゲート１０副ゲート１１ａ反転流１４外部流２４ｂ反転シンク

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】閉位置において、直接ジェット動作時、
ナセルの壁内に組み込まれ、かつ展開位置において、推
力の反転を行いつつ、反転シンクを構成する空間を通過
するターボジェットエンジンの噴射流（１１ａ）の少な
くとも一部を偏向させるため、シリンダ（７ａ）などの
移動制御手段の作用により、反転装置の固定構造によっ
て支承される側面ピボットを中心として旋回することが
可能な主ゲート（７）を含む複流ターボジェットエンジ
ンの推力反転装置であって、反転装置の構造体に直接結
合された副ゲート（１０；１１０；２１０；３１０）と
呼ばれる少なくとも一つの追加可動要素が付加され、直
接ジェット動作時には、噴射管路の外壁内に組み込むこ
とが可能であり、かつ推力反転動作時には、反転シンク
（２４ｂ）の上流側縁において展開することが可能であ
り、副ゲート（１０；１１０；２１０；３１０）の上流
側が主ゲート（７）と同じ方向に遠心方向に旋回し、そ
の結果、噴射管路の前記外部壁（４）の表面上を流れる
外部流（１４）に対する障壁が形成され、かつナセルの
壁の外部から突出する反転流の管路をゲートとの間で作
ることにより反転流を通過させることを特徴とする複流
ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項２】閉位置において、前記副ゲート（１０）
が、ターボジェットエンジンの流動層の外部カバーの下
流側部分（１２）と、結合された主ゲート（７）の外部
パネル（１３）との間に配設される請求項１に記載の複
流ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項３】推力反転動作に対応する展開位置におい
て、反転シンクの上流側縁を形成する最適な偏向縁を構
成するように副ゲート（１０）の下流側端（１５）の形
状が設定され、最大の効果で流の方向を決定する最適な
偏向縁を構成するように前記副ゲート（１０）の上流側
端（２０）の形状が設定され、上面（１６）および下面
（１８）が、空力流の効果および推力反転時における所
望の性能を得るのに適した最適な形状を有する請求項２
に記載の複流ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項４】副ゲート（１０）が、穴またはスロット
（１９）の上面（１６）と下面（１８）の間であって、
かつ空力流の方向および案内を確保するため寸法および
向きが最適化されたじゃま板または溝（２２）の上面
（１６）および下面（１８）上において、局所的圧力低
下を発生させるために、上面（１６）上に加工したステ
ップ（１７）を含む請求項３に記載の複流ターボジェッ
トエンジンの推力反転装置。
【請求項５】前記副ゲート（１０）が、反転流（１１
ａ）の層の制御を行うように最適化されたバイパス（２
１）を有することを特徴とする請求項３または４に記載
の複流ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項６】副ゲート（１０）の下流側端（１５）
が、固定壁（１２）に対し径方向において内側に配設さ
れ、その結果、副ゲートが展開位置において内部流内に
はみ出ることを特徴とする請求項２から５のいずれか一
項に記載の複流ターボジェットエンジンの推力反転装
置。
【請求項７】閉位置において副ゲート（１１０）が主
ゲート（７）の外部パネル（１３）に覆われ、直接ジェ
ット時に、上流側固定壁（５）と主ゲート（７）の内壁
との間の連続部分において、ターボジェットエンジンの
流（１１）の循環路の外壁の一部を形成する下面（１１
８）を有する請求項１に記載の複流ターボジェットエン
ジンの推力反転装置。
【請求項８】前記副ゲート（２１０）が、直接ジェッ
ト動作時に、ターボジェットエンジン流（１１）および
ナセルの外部流の空力流の同時の案内の一部を行うよう
に、閉位置において、上流側固定構造の内壁（５）と結
合された主ゲート（７）の内壁との間に連続した下面
（２１８）を含み、閉位置において、上流側固定構造の
外壁（４）と、結合された主ゲート（７）の外壁との間
に同様に連続した上面（２１６）を同時に含む請求項１
に記載の複流ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項９】前記副ゲート（３１０）が、閉位置にお
いて、上流側固定構造の外壁（４）と、結合された主ゲ
ート（７）の外壁との間に連続性を確保する上面（３１
６）を含み、閉位置において、前記副ゲート（３１０）
が直接ジェット動作時に主ゲート（７）の内壁と連続す
る上流側固定構造の内部下流側部分（１２）に載り掛か
る請求項１に記載の複流ターボジェットエンジンの推力
反転装置。
【請求項１０】推力反転動作時の前記副ゲート（２１
０；３１０）の効果を向上させるために、前記副ゲート
の上流側に可動スポイラー（２３；３３）が付加される
請求項８または９に記載の複流ターボジェットエンジン
の推力反転装置。
【請求項１１】ターボジェットエンジンの直接ジェッ
ト動作に対応する飛行機のいくつかの飛行段階において
主ゲート（７）を閉位置に維持しつつ、前記副ゲート
（３１０）を展開することができる請求項９または１０
に記載の複流ターボジェットエンジンの推力反転装置。
【請求項１２】前記副ゲート（１０；１１０；２１
０；３１０）が主ゲート（７）とは独立してあるいは独
立しないで展開し、その結果、反推力段階時の前記副ゲ
ートのくみ出し機能の最大効果を維持しつつターボジェ
ットエンジンからの反推力流が最適化される請求項１か
ら１１のいずれか一項に記載の複流ターボジェットエン
ジンの推力反転装置。