상기 안전 어셈블리 ( 400 ) 는 가속 도 및 / 또는 회전 감지 유닛 ( 402 ) , 해제 지연 기구 ( 404 ) , 핀 보호 해제 기구 ( 406 ) 및 핀 보호기 디스 카드 ( 408 ) 를 포함 한다 . 가속 도 / 회전 감지 유닛 ( 402 ) 은 예컨대 보관 , 운반 등 의 중 에 또한 포탄 의 실제 발사 가 일어날 때 까지 안전 어셈블리 ( 400 ) 를 안전 한 비 작용 모드 로 유지 하 고 , 또한 유도 장치 ( 14 ) 의 제어 시스템 이 원치 않 게 우연히 또는 다른 식 으로 작동 하 는 것 을 방지 하 고 또한 핀 보호기 가 원치 않 게 헤제 되 는 것 을 방지 하 게 된다 . 가속 도 / 회전 감지 센서 ( 402 ) 는 포탄 의 발사 중 에 일어나 는 것 에 전형 적 인 선형 가속 도 및 / 또는 회전 에 반응 하 고 또한 일단 촉발 되 면 해제 지연 기구 ( 404 ) 의 작동 을 활성 화 시킨다 . 이제 또 한 도 4 c 를 참조 하 면 , 본 발명 의 실시 형태 에 따른 안전 어셈블리 ( 470 ) 의 단면도 가 개략 적 으로 나타나 있 다 . 가속 도 감지 유닛 ( 472 ) 는 웨이트 ( 472 A ) , 스프링 ( 472 B ) 및 랫 칭 기구 ( 472 C ) 를 포함 한다 . 도면 에서 보 는 바 와 같이 , 이 가속 도 감지 유닛 ( 472 ) 는 안전 비활성 모드 에 대응 하 여 웨이트 ( 472 A ) 가 제 1 위치 에 있 도록 구성 되 고 또한 활성 모드 에 대응 하 는 도면 의 제 1 위치 의 우측 의 제 2 위치 에 웨이트 를 걸 도록 구성 되 어 있 다 . 도 4 c 에서 보 는 바 와 같이 , 웨이트 ( 472 A ) 는 스프링 ( 472 B ) 에 의해 가해 지 는 압력 으로 인해 제 1 위치 에 있 다 . 제 1 위치 에서 웨이트 ( 472 A ) 는 비행 작동식 유닛 ( 474 ) 의 공기 작동식 터빈 ( 474 A ) 과 접촉 하 며 그리 하 여 그 터빈 ( 474 A ) 은 회전 하 지 못하 게 된다 . 랫 칭 기구 ( 472 C ) 로 인해 웨이트 ( 472 ) 는 스프링 ( 472 B ) 의 힘 에 저항 하 면서 완전히 후퇴 한다 . 랫 칭 기구 ( 472 C ) 는 웨이트 ( 472 A ) 가 움직이 는 공동 부 의 내벽 을 가압 하 면서 각각 의 홈 에서 웨이트 ( 472 A ) 의 둘레 주위 에 배치 된 탄성 링 으로 형성 될 수 있 다 . 가속 력 하 에서 웨이트 ( 472 A ) 가 완전히 움직이 면 ( 도 4 c 에서 우측 으로 ) 랫 칭 기구 ( 472 C ) 가 신장 되 어 가각 의 노치 안 으로 들어가 게 되 며 , 그리하여 웨이트 ( 472 A ) 가 후방 위치 에 걸리 게 된다 . 일단 안전 어셈블리 ( 40 ) 가 포탄 발사 에 전형 적 인 큰 전방 가속도 를 받 게 되 면 , 가속 도 유닛 이 그 의 제 2 위치 로 후퇴 하 여 그 위치 에 걸리 게 된다 ( 블럭 ( 451 ) ) . 가속 유닛 ( 472 ) 의 웨이트 ( 472 A ) 의 물리 적 특성 ( 그 의 질량 ) 및 스프링 ( 472 B ) 의 물리 적 특성 ( 스프링 인자 , 길 이 및 초기 하중 ) 을 적절히 선택 하 면 , 웨이트 ( 472 A ) 의 위치 는 제 1 ( 초기 ) 위치 로부터 , 발사 될 때 포탄 의 가속 에 전형 적 인 정해진 가속 도 범위 내 의 크기 를 갖 는 가속도 만 받 게 되 는 제 2 위치 ( 종말 ) 위치 로 변하 게 된다 . 가속 도 유닛 ( 470 ) 의 웨이트 ( 472 A ) 가 비행 방향 에 대해 뒤 로 이동 하 면 , 두 개 의 상이 한 작용 이 일어날 수 있 다 . 먼저 , 이 운동 으로 인해 , 안전 어셈블리 ( 470 ) 의 전 방단 에 설치 되 는 비행 작동식 유닛 ( 474 ) 의 터빈 ( 474 A ) 와 같 은 거리 의존 적 기구 가 헤제 되 며 또한 그 의 회전 이 활성 화 된다 ( 블럭 ( 452 ) ) . 대안 적 으로 웨이트 ( 472 A ) 의 그러 한 운동 으로 , 타이머 ( 미 도시 ) 와 같 은 시간 의존 적 기구 가 작동 될 수 있 다 ( 블럭 ( 452 ) ) . 둘째 , 이 운동 으로 인해 , " 유도 장치 ( 14 ) 의 제어 시스템 에 동력 을 제공 하 고 그 를 작동 시키 는 "" 스타트 "" 작용 이 활성 화 된다 ( 블럭 ( 453 ) ) . 회전 이 자유 로운 터빈 ( 474 A ) 은 포탄 비행 의 결과 로 인한 공기 유동 에 의해 그 의 축선 을 중심 으로 회전 하 며 또한 그 의 회전 으로 인해 나사 볼트 ( 474 B ) 를 포탄 의 후 방부 쪽 으로 당기 게 된다 ( 블럭 ( 454 ) ) . 그 결과 ", 핀 보호기 헤제 유닛 ( 478 ) 의 기계 적 안전 잠금 수단 ( 476 ) 의 잠금 수단 인 나사 볼트 ( 474 B ) 의 헤드 는 핀 보호기 해제 유닛 ( 478 ) 이 해제 되게 해 주 며 그리 하 여 핀 보호기 ( 미 도시 ) 가 제거 될 수 있 다 . 도 4 c 에서 보 는 바 와 같이 , 기계 적 안전 잠금 수단 ( 476 ) 은 본 발명 의 실시 형태 에 따라 실질 적 으로 직각 인 L 형 편 으로 형성 되 며 , 일단 에서 반원형 훅 크 ( 477 ) 가 형성 되 어 있 다 . 훅 크 ( 477 ) 단부 는 그 의 두 단부 를 함께 나사 결합 시켜 핀 보호기 해제 유닛 ( 478 ) 을 잠그 게 된다 . 포탄 과 함께 고속 의 공기 유동 및 고속 의 안전 어셈블리 ( 470 ) 의 회전 속도 로 인해 , 기계 적 안전 잠금 수단 ( 476 ) 은 분리 되 어 있 을 때 안전 잠금 수단 ( 476 ) 의 두 연속 된 위치 를 나타내 는 점선 이미지 ( 476 A , 476 B ) 로 나타나 있 는 안전 감금 수단 ( 476 ) 의 중간 위치 로 표시 된 바 와 같이 안전 어셈블리 ( 470 ) 로부터 멀 어 지 는 방향 으로 끌리 게 된다 . 그 후 , 유사 한 효과 를 위해 , 핀 보호기 분리 유닛 ( 478 ) 가 안전 잠금 수단 ( 476 ) 에서 멀 어 지 는 방향 으로 끌려서 ( 블럭 ( 456 ) ) 그 결과 핀 보호기 가 유도 장치 ( 14 ) 에서 멀 어 지 게 끌리 게 된다 .