JPH063093A - ミサイル発射中のロケット排気ガスの再循環を制限するための装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】共通のプリナム・チャンバに結合された複数の
ミサイル・キャニスタのあるシステムに於て、発射され
たミサイルのロケット排気ガスがそのキャニスタ間に逆
流しないシステムを得る。 【構成】扇状体構成を、ミサイル・キャニスタのための
花びら状物尾部カバーの各対角線のセグメントの裏表面
上に備える。カバーの花びら状物がカバー上のロケット
排気ガスの衝撃の影響で開放する時、扇状体構成は開口
部の対角線上の過度部の領域を覆う。これは、従来では
開いていた角部領域を通ってプリナムからキャニスタへ
向うロケット排気ガスの逆流を防ぎ、またミサイル発射
の完了後には花びら状物の閉鎖力を強めて閉鎖位置へを
戻す利点もある。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、制御された流れの排気
マニホールド・システムの分野に、特に点火されたミサ
イルのセルの中へ排気ガスがそれに連結された共通の排
気ガス・マニホールド即ちプリナム管から再循環して戻
ることを防ぐことによってミサイル排気ガスの流れを制
御するための装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】ある軍事的利用、特にミサイル発射能力
を持つ軍艦では、ミサイルは互いに密接に隣り合って垂
直方向を指向する一連のチャンバ即ちセルに格納され
る。排気ガスの排出口は、通常意図的或いは偶発的なロ
ケットの点火中に発生するロケットの排気ガスを安全な
場所へ導くように設置される。その様な取り付けでは、
共通の排気ダクト即ちプリナム管へ繋がる多くのチャン
バのマニホールドは紋切り形になってきていた。

【０００３】複数のミサイル格納チャンバと共に共通の
排気ダクトを使用することに付随する問題に対する多く
のアプローチがある。発火中のミサイルからの排気ガス
が他のミサイルの個々のチャンバを通って吹き出ること
を遮断出来ることは重要である。通常これは、発火中の
ミサイルの入ったチャンバに対してはミサイル排気ガス
の力によってプリナム・チャンバへ開放することがで
き、他のミサイルに対しては排気プリナム・チャンバへ
開いているミサイルのチャンバの基底部にある通路を閉
鎖することができるドア或いは蝶番パネルを使用するこ
とにより達成される。

【０００４】イーストマン氏（Eastman ）の特許第2,44
5,423 号明細書は、共通のプリナム・チャンバと結合し
ており、そのプリナム管と夫々別々のミサイルのチャン
バとの連結箇所にある複数の蝶番接続されたばね負荷の
ドアのある複数の別々のミサイルのチャンバを有する装
置を開示する。これらのドアは、発火中の１つのロケッ
トのために開放し、そして排気ガスをそのプリナム・チ
ャンバ内に閉じ込めて、他のミサイル格納チャンバに入
らぬように働く。ロケットの排気の一部が、発火中のミ
サイルのチャンバの中へ逆流し、そのミサイルのチャン
バを恐らく加圧或いは加熱し過ぎる問題もある。

【０００５】全ての開示が本明細書で完全に参照される
ように参考として取り入れられる私自身の先行する米国
特許第 4,044,648号明細書は、ミサイル格納チャンバを
結合排気プリナム導管に連結する通路内でその各チャン
バの基底部にある一対の蝶番ドアを開示する。ミサイル
の発火中にドアの反対側側面に掛かる圧力の力は、ミサ
イルが発火により上昇し、チャンバから離れる時に、ロ
ケットの排気流の変化する大きさに開口を合せるために
ドアの開放角度を制御するように釣合される。その結
果、ロケットの排気流は排気ガスが発火中のチャンバ内
に戻る再循環を防止するために開口部で適切な“ガス
栓”として機能する。

【０００６】排気ガスがチャンバ内へ戻る再循環を防止
するのにガス栓が効果的であるように、ロケットの排気
ガス流を制御することは重要である。ガス栓の効果を発
現させるための力学的根拠に基いてロケットの排気流を
制御することは、流れを制御したり逆循環を制限したり
すること等を試みる際に直接の排気ガスの流れを妨害す
る望ましくない結果をしばしば持つ邪魔板や、バルブ
や、転流器（diverter）や、或いはその様なものの様な
固定した構成物を使用するよりも、意図された目的のた
めにより効果的であるように思われる。全ての開示が本
明細書で完全に参照されるように参考として取り入れら
れる私の先行特許第 4,683,798号明細書は、各ミサイル
の格納チャンバの下方端部の近くであるが、ミサイルが
格納され発射されるほぼ正方形断面のチャンバから排気
プリナムと連結するチャンバの丸型排気開口部への滑ら
かな移行を提供する移行領域だけ共通のプリナム・チャ
ンバとの接合点から離されている蝶番ドアを開示する。
これはガス栓の効果を高め、これを使って発火中の排気
ガスがミサイルのチャンバ内へ戻る再循環を防止する。
全ての開示が本明細書で完全に参照されるように参考
として取り入れられる私の先行特許第 4,686,884号明細
書は、真正のミサイル格納打ち上げチャンバと共通のプ
リナム・チャンバとの間の移行部分に取り付けられる回
動可能なデフレクタ・パネルの追加である１つのチャン
バ内の１つのミサイルの点火時に共通のプリナム・チャ
ンバに連結される他のミサイル格納チャンバを閉鎖する
ための一連のドアを具備する構造を開示する。

【０００７】下に列記した私の先行特許は、複数のミサ
イル打ち上げキャニスタ（canister）に連結されるロケ
ット排気ガスのプリナム・チャンバの関連する態様と、
ロケットの排気ガス流を使って、現在打ち上げ発射を行
っていないミサイル・キャニスターの尾部のドアを閉鎖
する、即ち別のキャニスター内のミサイルの発火中にそ
の様なドアを閉鎖したままに維持する原理とを扱ってい
る。即ち特許第 4,134,327号明細書, 第 4,173,919号明
細書、第 4,186,647号明細書、第 4,324,167号明細書、
及び第 4,373,420号明細書である。

【０００８】現在使用されるミサイル発射のキャニスタ
ー閉鎖部とあまり似ていない他の特許は、シャーツ氏
（Sherts）の特許第 2,679,467号明細書とウイルソン氏
他の特許第 4,498,261号明細書とである。これらの両方
の特許は、予め決定された機能停止限度を創るように切
り込んだ線の付けられた破裂し得る膜或いはパネルを具
備する加圧破裂安全閉鎖部を開示する。貝殻型閉鎖部は
Ｓ．Ｔ．ジョーンズ氏（S. T. Jones ）の特許第 1,13
0,609号明細書とＬ．Ａ．プランタ（L. A. Pranter ）
氏の特許第 2,956,582号明細書とに開示される。スティ
ンソン氏（Stinson）他の特許第 2,427,980号明細書
は、フラップのような開放している航空機（opening ai
rcraft）の制御表面によって形成されるある容積のため
の蛇腹型の側壁を開示して、開放フラップ（opening fl
ap）によって設定された容積内にとどまっている空気に
よって制御表面の動きに対する自動補助装置を提供す
る。これらの特許の何れも私がクレームしたように開示
した発明の斬新な態様に関連しない。

【０００９】現在のミサイル発射のキャニスタの尾部の
閉鎖部は、この尾部の閉鎖部を破裂させるロケットの排
気ガスの衝突の影響によって、長方形の対角線に沿って
開くように設計される。尾部の閉鎖部は、例えば尾部の
閉鎖部を破裂させることによって４つの三角形の花びら
状物が形成されるように、予め切り込み線が付けられ
る。花びら状物はミサイルの排気ガスによって土台板に
向ってに曲げ戻され、土台板にもたれかかり得る。結果
的にできた開口は、対応するプリナム・チャンバの圧力
増加で、ロケットの排気ガスを結合プリナム・チャンバ
内へ流す。しかし、排気ガスの柱（plume ）の直径が被
覆の開口部を完全に満たすのに十分でない時は、三角形
の花びら状物の間の分割対角線に沿う領域は、直線で囲
まれた形状の角の近くで、今加圧されたプリナム・ガス
がキャニスターへ戻って再循環することを可能にする。
この再循環は、ミイサイル及び／或いはキャニスターの
望ましくない熱の伝導と汚染とを発生させ得る。

【００１０】ミサイルがキャニスターから飛翔した後
で、排気ガスはプリナム部から空のキャニスタ内へ流れ
始める。このガス流は、圧力波及び衝撃波をキャニスタ
内の空気に伝播させる。更にガス流は、尾部閉鎖部の花
びら状物をそれらが花びら状物支持格子によって支持さ
れる閉鎖位置まで動かす。しかし、尾部開口部を満たす
のに十分なミサイルの排気ガスの“栓”が無い状態で、
尾部閉鎖部の花びら状物が開放される時に、破裂した尾
部閉鎖部の角に形成された開口部の外側領域を閉鎖する
必要が発生するのは、発射の合間である。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】端的に言うと、本発明
の装置は、共通のプリナムへ排気ガスを排気する複数の
発射セルと結合する複合ミサイル発射システムのための
尾部閉鎖装置を具備する。本発明の実施例が設置される
システム構造は、排気ガスのための最小の流れ面積の部
分が共通の排気プリナムへ通じる移行流れ通路内よりも
点火されたミサイルが発射されるキャニスタ即ちセル内
にある。この流れ面積とは、ミサイルの発射キャニスタ
通過中に超音速のロケットの排気ガス流が“チョーキン
グ（choking ）”なしにその最小流れ面積を通り抜ける
ことが出来ないようなものである。“チョーキング”
は、連続の方程式（Continuity Equation ）によって説
明されるように、流れの密度と速度との積が単位流れ面
積当りの質量流量よりも少ない時に発生する。“チョー
ク”状態の発生時には、最小流れ面積での速度は、丁度
１．０に等しいマッハ数を有する。幾らか離れた上流部
では、流れは最小流れ面積の下流の圧力の２倍以上の回
復圧力（recovery pressure ）を持つ亜音速である。
そのような複合ミサイルのセルは、チャンネルの出口の
所或いはそれを越えた所に存在する圧力によって反抗さ
れる時でさえ、ロケット・ノズルの出口部分の設計され
たチャンネル面積を満たすように拡がるロケットの排気
ガス流を含む。その様なシステムが、ロケット・ノズル
の出口の上流部の空間に排気ガス流の逆流或いは再循環
を防ぐことが望ましい。ロケット・ノズルのロケットの
排気口の下流の断面面積は、ノズルの出口と等しい或い
はそれより大きく、またはそれは大きさが均一であるか
或いはノズルからの下流部距離のある関数として増加す
る。しかし都合の悪いことに、少なくともミサイル発射
の最初の段階では、ロケット・ノズルは尾部閉鎖部から
十分に遠くまで前進しておらず、その開口部の全面積を
満たすには不十分である。ミサイルが飛び出す間にキャ
ニスタに沿って十分遠くまで前進してロケットの排気ガ
スの広がりが尾部開口部を完全に満たすことを可能にす
るまでは、排気ガスが排気ガスの柱の外側の開口部の角
を通ってキャニスターの中へ再循環し戻ることが依然と
して可能である。本発明の装置は、垂直方向発射システ
ム（ＶＬＳ）で何等かの通常の或いは抑制された（rest
rained）ミサイルの発火中に通常の尾部閉鎖部の角の部
分を通るこの排気ガスの再循環を防ぐように特に設計さ
れる。

【００１２】

【課題を解決するための手段及び作用】本発明の個々の
実施例は、尾部閉鎖部の各対角線上の部分の底表面（プ
リナム側）に沿って配置される複数のこみ入った扇状体
構成（convoluted fan）を具備する。これらの扇状体構
成は中央部では連結されない。それらは、尾部閉鎖部の
角を閉鎖する障壁構成を提供することによって角での流
れがキャニスタ内に循環し戻ることを防ぐ目的に働く。
操作の際、ミサイル・ロケットの発火中に、閉鎖部への
上表面上のロケット排気ガス衝突の影響の下で尾部閉鎖
部の花びら状物が開く時、本発明の扇状体構成は開いて
角の方の対角線領域を閉鎖する。尾部閉鎖部の中央領域
は開いて排気ガスがプリナムへと通過することを可能に
する。尾部閉鎖部の花びら状物が更に開いてロケットの
排気の拡がっている断面を受け入れる時、扇状体構成は
広がって拡大排気口の開口部を容れる。プリナムへ流れ
る排気ガス流がプリナムを加圧するにつれて、排気閉鎖
部の下側にかかる圧力は、閉鎖花びら状物と扇状体構成
との底表面に作用し、花びら状物を閉鎖して花びら状物
の平衡状態が継続的に達成されるようにしようとする。
従って本発明の装置は２つの機能を持つ：つまりそれら
はロケットの排気ガスの柱の外側の開口部を通ってキャ
ニスタ内へ逆戻りするプリナム・チャンバからの排気ガ
スの望ましくない再循環を阻止するだけでなく、それら
はプリナム・チャンバ内の圧力によって生ずる閉鎖する
花びら状物への閉鎖力を増大する。

【００１３】好ましい設計では、全ての排気ガスは扇状
体／花びら状物の中央開口部を通って流れ、プリナム・
ガスはキャニスタに全く再循環し戻らない。扇状体構成
内にある折り目が多い程、中央の流れ領域の縁部は更に
円弧に近付く。本発明の色々な個々の実施例は扇状体構
成の色々な数のひだを取り入れる。１つのひだの装置
は、尾部閉鎖部の隣り合うひだの間の夫々の間隔で扇状
体構成を作る多くのひだを持つのと同じ様に使用され得
る。

【００１４】

【実施例】図１は、空中、地面、及び水面下の標的と交
戦することが出来るミサイルを発射する多目的ミサイル
発射システムの通常の船搭載用の装置である。周囲の船
構成は、平明にするためにこの図から削除された。図１
では、一対のキャニスタ発射台14の向い合う側部上の排
気スタック12を具備し、全てが２方向を指向するプリナ
ム・チャンバ16に底部で連結される垂直方向発射システ
ム（ＶＳＬ）10が示される。排気スタック12はそれらの
上方終端部でらっぱ状ディフレクタ18を具備する。キャ
ニスタ発射台14A は、壊れやすい前方即ち上方のカバー
20を付けて示され後方即ち尾部のカバー22は発射台14A
の底部に示される。

【００１５】発射台14B は、発射されている過程のロケ
ット・モータ及び尾部ロケット・ノズル26を持つミサイ
ル24を示すために部分的に切り取られて示される。ガス
の柱30は、ノズル26の底部から発し、ノズル26の距離と
共に大きさが拡がることが示される。キャニスタ14B の
上部に入りミサイルに沿って下方に通り最後にプリナム
16へ入る矢印は、ロケット・ノズル26からの排気によっ
て引き込まれており部分的にガスの柱30の大きさの拡が
りを引き起こしている空気を示す。

【００１６】従来のシステムのこの型に於てプリナム16
からチャンバ14B へ入る排気ガスの再循環を防止するた
めに使用される一対の廃棄ガス制御ドア23を具備するキ
ャニスタ14の底閉鎖部が示される。ドア23の開く速度の
制御は、キャニスタ14A の基底部で32で示されるダンパ
によって行われる。

【００１７】図２Ａ及び２Ｂは、図１のシステム10に示
される制御ドア23の代りに一般に使用される代りの尾部
閉鎖部装置を示す。これらの２つの図の尾部閉鎖部40
は、図２Ａの１枚の固体の板42として示され、それは結
合キャニスタ内のミサイル・ロケット・モータの発火よ
り先に存在する。図２Ａの固体の板42は切り込み線を付
けられ（切り込み線の線は見えない）、その結果それは
結合ミサイルが発射させられる時に破裂するであろう。
図２Ｂでは、板42の破裂線ははっきりと見え、この板は
ロケット排気ガスの衝撃に応答して開き、その後、ミサ
イルが発射してしまった後で図２Ｂに示される形状に閉
鎖する花びら状物44で破裂してしまっている。

【００１８】尾部閉鎖部40の前後の段階は図３及び４で
示され、図４は、図３の線４−４に沿って矢印の方向で
キャニスタ14のプリナム側から見た図である。図４で
は、板42A の切り込み線は、発火していないミザイル24
A の入っているキャニスタ14Aの端部閉鎖部40A に明白
に見える。ミサイル24B は、発射している最中であり、
そのロケット・ノズル26B からの排気は板42A にぶつか
っており、花びら状物44A を下方へ押して、排気ガスが
プリナム16に入る事ができる中央開口部46を形成する。

【００１９】図５及び６は、矢印50で指示されるプリナ
ム16からのガスの逆流と共にプリナム16内の圧力による
力のベクトルが矢印48で指示されていること以外、図３
及び４と同じ状態を示している。

【００２０】図６では、隣合う花びら状物44B 間の角の
隙間部52B がロケット排気ガスの柱30の周囲54の外側に
示される。これらの角の開口部52B を通って、図５の矢
印50によって指示される排気ガスの再循環の通り抜けが
可能となる。

【００２１】図７Ａ、７Ｂ、８Ａ、８Ｂは、端部閉鎖部
の花びら状物が、発射或いは単なるだ定位発火（static
firing ）をしている結合ロケット・モータからのロケ
ット排気ガスの衝撃によって開かれる時に、角の開口部
52を遮断するように働く本発明の個々の実施例を示す。
夫々図７Ａ及び７Ｂは、切り込み線を付けられた花びら
状物の端部閉鎖部40の下面及び上面であり、閉鎖状態で
示される。図７Ａで見えるように、４つの包旋状扇状体
構成60が示され、夫々の扇状体は側部要素62によって夫
々の隣合う花びら状物44に取り付けられる。図８Ａ及び
８Ｂでは、扇状体構成が１つのひだの側面図（図８Ａ参
照）と多数のひだの側面図（図８Ｂ参照）とによって示
される。２つの側部要素62の間（図７Ａ参照）にはひだ
型即ち折り畳み型扇状体構成64である。これは、１つの
ひだ64' を具備しているように図８Ａの側断面図で示さ
れる。図８Ｂで示される代りの実施例では、扇状体折り
畳み構成64''は多数（この場合では２つ）のひだを具備
する。

【００２２】端部の閉鎖部40がその上へのロケット排気
ガスの衝撃によって開かれる時、それは図９で示される
ように部分的に開いた形状まで、そして最終的には図１
０で示されるように完全に開放した形状まで動く。角部
が扇状体折り畳みの多数のひだを付けられた構成64によ
って塞がれ、それによって図６に示される端部閉鎖部で
生じ得る排気ガスの再循環を防ぐことが図９及び１０か
ら明らかになるであろう。ひだの間のこれらの空間はひ
だ型の構成64によって閉鎖されるので、発射したミサイ
ルの飛び立った後の閉鎖力は、折り畳み型扇状体構成64
の存在なしに花びら状物にかけられるであろう閉鎖力に
較べて強められる。このようにして本発明の装置は、従
来の技術の尾部閉鎖部の角の開口部を具合良く閉鎖し、
それによって加圧プリナムからキャニスタ即ちミサイル
のセルの中への排気ガスの再循環を防ぎ、ミサイルが発
射された後で花びら状閉鎖物を閉鎖するのに有効な閉鎖
力を増大する。

【００２３】扇状体構成64のセグメントは折り畳むもの
或いは２つの織り物であり得、或いは所望であればそれ
らは機械的に蝶番繋ぎされ得る。更に、それらは所望に
よって剛性或いは可撓性の材料から構成され得る。必要
であれば扇状体構成は、適当な絶縁材料で表面を被覆す
ることによって或いはアブレーション材料から扇状体構
成を形成することによってロケットの排気或いはプリナ
ム・ガスの熱伝導から保護され得る。図９の扇状体構成
64A のセグメントの点々を付けられた所は、絶縁材料の
表面被覆を示すことが意図される。図９の扇状体構成64
B のセグメントのハッチされた所は、ファイバガラス、
織られた或いは巻き上げられた硼素ファイバ或いはその
様なもののようなアブレーション材料からの構成の組み
立てを示すことを意図する。

【００２４】有利にするために使用され得る本発明の方
法を例示するために本発明に基いてミサイル発射中のロ
ケット排気ガスの再循環を制限するための装置の色々な
特定の実施例が上記で説明されたが、本発明はそれらに
限定されないことが分かるであろう。従って当業者に見
出だされ得る幾つかの或いは全ての変形実施例、或いは
相当する装置が、添付の請求の範囲で規定されるように
本発明の範囲内で考慮されるべきである。

【図面の簡単な説明】

【図１】船のミサイル発射装置の部分切り取り図。

【図２】Ａ及びＢは、図１のシステムで示されたような
キャニスタの下方から見上げた底面図。

【図３】図１の装置の部分略図。

【図４】図２に幾分対応する略図。

【図５】図３に対応する別の略図。

【図６】図４に対応する別の略図。

【図７】Ａはキャニスタの閉鎖部のプリナム側部から見
た、本発明の１つの特定の装置の略図であり、Ｂはキャ
ニスタの閉鎖部のミサイル側部から見た図７Ａの構成の
略図。

【図８】Ａ及びＢは、本発明の別の実施例を示す図７Ａ
から切り取った略図。

【図９】キャニスタ閉鎖部が部分的に開いている図８Ｂ
の装置の図。

【図１０】キャニスタの閉鎖部要素が完全に開いている
図８Ｂの装置の図。

【符号の説明】

10…発射システム、12…排気スタック、14…キャニスタ
発射台、16…プリナム・チャンバ、18…デフレクタ、2
0,22 …カバー、23…ドア、24…ミサイル、26…ノズ
ル、30…ガスの柱、32…ダンパ、40…尾部閉鎖部、42…
板、44…花びら状物、46…開口部、48,50 …矢印、52…
隙間、62…側部要素、64…折り畳み型扇状体構成、64',
64''…ひだ。

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ミサイル・ロケット排気ガスの柱の半径
   方向外側にあるキャニスタの尾部閉鎖部の隙間を通っ
   て、結合されたプリナム・チャンバからミサイル・キャ
   ニスタ内へのロケット排気ガスの再循環を制限するため
   のもので、尾部閉鎖部がロケット排気ガスの衝撃に応答
   して動くことが出来る複数の回動部分を有する装置であ
   り、前記装置は、 尾部閉鎖部の隣接する可回動部分の間に延在し、尾部閉
   鎖部分が開放位置に向って回動する範囲まで伸びて広が
   ることが出来る少なくとも１つの折り畳みセグメントを
   有し、前記隙間を横切って延在してそこの開口部を遮断
   する折り畳み型扇状体構成を具備する装置。
2. 【請求項２】 前記の少なくとも１つのセグメントがロ
   ケットの排気に面する表面に沿って絶縁材料で被覆され
   る請求項１記載の装置。
3. 【請求項３】 前記の少なくとも１つのセグメントがア
   ブレーション材料から形成される請求項１記載の装置。
4. 【請求項４】 前記の少なくとも１つのセグメントが折
   り畳み型扇状体構成のひだを形成する複数の部分を具備
   する請求項１記載の装置。
5. 【請求項５】 前記扇状体構成が、尾部閉鎖部の隣合う
   回動可能な部材に夫々取付けられる少なくとも一対の側
   部要素を具備する請求項４記載の装置。
6. 【請求項６】 尾部閉鎖部の隣合う回動可能な他の対ノ
   部材の間に延在する、全ての前記扇状体構成が付加的折
   り畳み型扇状体構成を具備し、尾部閉鎖部の中央近くに
   １つの開口部を形成し且つ夫々隣接する回動可能な部材
   の接合点の角まで延在するように取付けられる請求項１
   記載の装置。
7. 【請求項７】 複数の外側に開く花びら状要素に輪郭を
   付けるように切り込み線を付けられた破裂し得る部材を
   具備する尾部閉鎖部を夫々が有する複数のミサイル・キ
   ャニスタと、 前記ミサイル・キャニスタから安全放散領域までロケッ
   ト排気を搬送する前記ミサイル・キャニスタに連結され
   るプリナム・チャンバと、 前記尾部閉鎖部の隣合う花びら状要素に切り込み線に沿
   って固着され、プリナム・チャンバから開いている尾部
   閉鎖部を通って対応するキャニスタ内への排気ガスの逆
   方向再循環を防ぐために前記開いている要素の間の空間
   を覆うために前記花びら状要素と共に開放可能である折
   り畳み型扇状体手段とを組み合わせた装置。
8. 【請求項８】 ロケット排気を安全放散領域まで搬送す
   るための共通の排気プリナム・チャンバに連結され、ロ
   ケット排気の衝撃に反応して動くことが出来る複数の回
   動閉鎖セグメントから形成される尾部閉鎖部を夫々有す
   る複数のミサイル・キャニスタを備え、前記回動可能な
   部分がその閉鎖位置から回動される時に尾部閉鎖部の角
   の部分にロケット排気ガスの柱の半径方向外側にある複
   数の隙間を形成する、ミサイル発射システムにおいて、 隣合う回動可能な部分の間で固定され前記隙間を横切っ
   て延在し、前記隙間を覆い且つプリナム・チャンバから
   対応するキャニスタ内への排気ガスの逆方向再循環を防
   ぐための回動可能な部分と共に開放可能である折り畳み
   型扇状体手段を具備する改良型装置。
9. 【請求項９】 隣合う回動可能な部分間の分割線に沿っ
   て前記隣合う部分に折り畳み型扇状体手段を取付けるた
   めにその向い合う側部に一対の対置する固着手段を有す
   る請求項８記載の改良型装置。
10. 【請求項１０】 前記折り畳み型扇状体手段が尾部閉鎖
    部の隣合う回動可能な部分間の各分割線当りに１つの別
    々の複数の扇状体構成を具備し、前記構成が尾部閉鎖部
    の中央で互いに間隔をあけられて、ロケット排気の衝撃
    によって回動可能な部分が外側方向に動かされたとき
    に、ロケット排気ガスの柱がプリナム・チャンバ内に延
    在できるようにするように拡大できる開口部を形成する
    請求項８記載の改良型装置。
11. 【請求項１１】 前記折り畳み型扇状体手段が、開放位
    置にある時に尾部閉鎖部の有効面積を増しプリナム・チ
    ャンバ内の加圧ガスによって尾部閉鎖部の下面に掛けら
    れる力を増大させるために、回動可能な部分間に延在
    し、ミサイルが発射された後に尾部閉鎖部の回動可能な
    部分を閉鎖するために働く複数の別々のセグメントを具
    備する請求項８記載の改良型装置。