TARIFNAME Bulusun ilqili oldugu teknik alan: Bulus, güdümlü füzelerin üzerindeki rulmanlar araciligiyla arka kanatlarin füzeye göre dönmesini saglayarak füzenin geri kalan kisminda yuvarlanma ekseninde dönü olusmasini kontrol altina alabilen dönü yalitimli rulman komplesi ile ilgilidir. Bulus özellikle, yüksek ivme ile yivsiz bir atici sistemden dönüsüz olarak ateslenen ve uçusunun belirli bir süresi boyunca süpersonik hiz rejiminde çalisan bir füzenin yuvarlanma eksenindeki dönü stabilizasyonu saglayan dönü yalitimli rulman komplesi ile ilgilidir. Teknigin bilinen durumu: Füzeler uçus esnasinda tasarlandiklari kararlilik kosullarinin izin verdigi ölçüde manevra yapabilmek için kontrol yüzeylerine ihtiyaç duyarlar. Güdümlü olmayan roketlerde manevra yapilmadigindan kontrol yüzeyleri sadece uçus kararliligi açisindan önemlidir. Bu nedenle füzelerde kullanilan kontrol yüzeyleri roketlerdekine göre çok daha farkli konfigürasyonda olabilmektedir. Kontrol tipine göre füzeler kuyruk kontrollü, kanard kontrollü ve kanat kontrollü füzeler olarak kategorize edilebilir. Kuyruk kontrollü füzeler, kontrollü füzelerde en çok kullanilan kontrol yöntemdir. Özellikle uzun menzilli hava savunma füzelerinde yüksek hücum açilarinda mükemmel manevra kabiliyeti sagladigi için kuyruk kontrolü tercih edilir. Kuyruk kontrollü füzelerde ekstra kaldirma kuvveti ile menzili artirmak için sabit kanatlar da kullanilmaktadir. Kuyruk kontrolü gibi kanard kontrolü de füze tasarimlarinda siklikla kullanilmaktadir. Kanardlar düsük hücum açilarinda çok iyi manevra yetenegine sahip iken yüksek açilarda akisin ayrilmasi nedeniyle kontrol etkinligini kaybetmektedir. Ayrica kanard füzenin agilik merkezinin çok önünde oldugu için füzenin kararliligini saglamak için sabit kuyruk kanatlarinin kullanilmasi gerekmektedir. Kanat kontrolü, modern füzelerde daha az kullanilmaya baslanmistir. Kanat kontrolünün en büyük avantaji füzenin çok küçük kanat hareketleri ile çok hizli tepki gösterebilmesidir. Ama kanatlar agirlik merkezine çok yakin olduklarindan manevra için gerekli olan kuvveti saglayabilmek için çok büyük yüzey alanina sahip olmalari gerekmektedir. Ayrica büyük kanatlarin olusturdugu girdaplar kuyruk yüzeyi ile etkilesime girerek füzenin dönü ekseninde dönmesine sebep olacak bir momenti olusmasina sebep olmaktadir. Bu etkinin giderilebilmesi için teknigin bilinen durumunda çesitli gelistirmeler yapilsa da yapilan bu gelistirmeler de beraberinde bazi sorunlari getirmektedir. Bu baglamda teknigin bilinen durumunda kullanilan bazi buluslar incelenmis ve detaylari belirtilmistir. dönü stabilizasyonu problemi çözümüne yönelik olarak füzenin dönmesi istenen kisminin içerisine döner bir saft iki taraftan rulman baglantisi yapilip merkezlenerek füzenin bu kisminin dönmesinden bahsedilmektedir. Bu basvuru konusu bulus füzenin iç kisminda tasarim degisikligi ihtiyaci olusturmaktadir. stabilizasyonu problemi çözümüne yönelik olarak temelde topçu roketlerinde kullanilan dipten yanma ünitesi dis kismina açilir kapanir kanatlar monte edilebilecegi bir dis kilif eklenerek bir rulman ile olusan bu komple mühimmatin geri kalan kismindan ayrilarak mühimmatin etrafinda dönmesinden bahsedilmektedir. Teknigin bilinen durumunda "U86126109" numarali patent basvurusunda bir kuyruk yüzgeci komplesinden bahsedilmektedir. Bu komplede kuyruklarin, kayik üzerinde bulundugu ve bu komplenin nozula göre bagli oldugu iki rulmanla kayik kuyrugu nozula sabitleyen bir kilit mekanizmasi açildiktan sonra döndügü görülmektedir. Bu kilit mekanizmasi mühimmat ateslendikten yaklasik 2.5 saniye sonra kayik kuyruk ve nozulun birbirlerine göre kilitli kalmasini saglayan atesleyicileri atesleyerek kilit mekanizmasinin serbest kalmasini saglamaktadir. Bu sekilde kuyruklarin nozul etrafinda serbestçe dönmesi saglanmaktadir. Bu bulusta kullanilan motorun nozul yuvasi da motora göre hareketli olacagi için tasarimda degisiklik ihtiyaci olusturmaktadir. Teknigin bilinen durumunda "RU2391621C1" numarali patent basvurusunda, bir roket aerodinamik dengeleyicisinden bahsedilmektedir. Bulus konusu dengeleyicinin, hareketli kanat içermektedir. Teknigin bilinen durumunda "RU2181475C1" numarali basvurusunda askeri teçhizatlar için kullanilan özellikle füzelerin aerodinamik dönü dengeleyicisi bahsedilmektedir. Bulus konusu dengeleyici, hareketli kanat ve bu kanatlarin dönmesini saglayan rulman içermektedir. Teknigin bilinen durumunda "TR 2018/01173" numarali patent basvurusu, bulusun bir namludan firlatilmaya yönelik döner olarak stabilize edilmis bir roket ile iliskili olup, bu roket bir ön roket kismi, bir arka roket kismi ve bir ara roket kismi içermekte olup, ara roket kismi bir dönebilir orta kisim ve kilavuz kanatlari içermektedir. Bulus ayrica bahsi geçen döner olarak stabilize roketi yönlendirmek için bir metot ile de ilgilidir" bilgileri yer almaktadir. Teknigin bilinen durumunda kanatlara verilen kent açisi dolayisiyla kanatlarin sürekli dönmesi garanti altina alinmaktadir. Teknigin bilinen durumunda kullanilan sistemlerde motor kisminin ön tarafi döndürüldügü için yüksek eksenel yükler olusmasi ve buna bagli rulman tasarimi ve füzeye aktarilan sürtünme torkunun yüksek olmasi gibi problemler yaratmaktadir. Teknigin bilinen durumundaki bazi buluslarda rulman komplesinin firlatma tüpü içerisinde dönmemesi içerisinde piroteknik kullanilan bir kilit mekanizmasi ile saglanmistir. Bu durum hem maliyetin yükselmesi hem de piroteknik eczanin zaman zaman ateslenememesi sonucu güvenilirlik problemleri yaratmaktadir. Sonuç olarak yukarida anlatilan olumsuzluklardan dolayi ve mevcut çözümlerin konu hakkindaki yetersizligi nedeniyle ilgili teknik alanda bir gelistirme yapilmasi gerekli kilinmistir. Bulusun amaci: Bulusun en önemli amaci, yivsiz bir atici sistemden dönüsüz olarak ateslenen ve uçusunun belirli bir süresi boyunca süpersonik hiz rejiminde çalisan bir füzenin yuvarlanma eksenindeki dönü stabilizasyonu problemine çözüm getirebilmesidir. Bu çözüm ile füze üzerinde dönü etkisinin olusmasi minimize edilmektedir. Bulusun bir diger önemli amaci üzerindeki rulmanlar araciligiyla arka kanatlarin füzeye göre dönmesini saglayarak füzenin geri kalan kisminda yuvarlanma ekseninde dönü olusmasini kontrol altina almasidir. Bulusun bir baska amaci dönü olusumunun kontrolü sayesinde güdüm ve kontrol bölümünün istenilen kontrolü saglamasinin kolaylastirilmasidir. Bulusun bir diger amaci ise füzenin atici sistemden çikana kadar arka kanatlarinin dönmemesi problemine de çözmesidir. Bu sayede atici sistemden çikana kadar arka kanatlarin dönmesine de engel olmaktadir. Bulusun amaçlarindan bir digeri sahip oldugu kanat hamili üzerine monte edilmis arka kanatlarin nozul yuvasi etrafinda dönmesine izin vermesidir. Bulusun bir baska amaci da kanat hamili üzerinde bulunan kilavuz pimi parçasi sayesinde firlatma tüpü üzerindeki kanaldan füzenin ateslenmesi sirasinda geçerek dönü yalitimli rulman komplesinin firlatma tüpünden çikana kadar dönmesini engellemesidir. Bulusun bir baska amaci ise katlanir arka kanatlar, kanat hamili üzerine herhangi bir kent açisi olmadan monte edilmesidir. Bu sayede e arka kanatlar uçus boyunca sürekli dönmemektedir. Bulusun amaci, arka kanatlarin döndürülerek füzeye stabilize katilmasi degil kanard komutlari sonrasi uçusun herhangi bir aninda aerodinamik etkilerle olusan dönü hareketinin sadece kanatlar tarafindan gerçeklestirilmesi, kullanilan rulmanlar araciligiyla füzeye çok düsük miktarda (sürtünme torku etkisi sonucu en büyük atalet üzerine) iletilmesidir. Bulusun bir diger amaci, füzenin motor nozul çikisinda dis kisimdan geçirilen bir hamil üzerinde bulunan rulman komplesinin kolayca monte edilebilme avantaji saglamasidir. Bulusun bir baska amaci ise nozul yuvasi komple ile birlikte hareket etmemesidir. Bu sayede mevcut kullanilan motorlarin tasariminda bir degisiklik yapilmadan bulusun kullanilabilmesi avantajini saglamaktadir. Bulusun amaçlarindan bir digeri montaj kolayligi, piroteknik kullanilmadigi için güvenilirliginin yüksek olusu ve maliyetinin düsük olmasidir. Bulusun yapisal ve karakteristik özellikleri ve tüm avantajlari asagida verilen sekiller ve bu sekillere atif yapilmak suretiyle yazilan detayli açiklama sayesinde daha net olarak anlasilacaktir. Bu nedenle degerlendirmenin de bu sekiller ve detayli açiklama göz önüne alinarak yapilmasi gerekmektedir. Sekillerin açiklamasi: SEKIL -1; Bulus konusu dönü yalitimli rulman komplesinin füze üzerindeki genel yerlesim görüntüsünü veren çizimdir. SEKIL -2; Bulus konusu dönü yalitimli rulman komplesinin füzeye monte edilmis hali genel kesit görüntüsünü veren çizimdir. SEKIL -3; Bulus konusu dönü yalitimli rulman komplesinin füzeye monte edilmis hali kesit detay görüntüsünü veren çizimdir. SEKIL -4; Bulus konusu dönü yalitimli rulman komplesinin füzeye monte edilmis hali tüm alt parçalariyla genel kesit görüntüsünü veren çizimdir. SEKIL -5; Bulus konusu yayli rondela baglantinin detayini veren çizimdir. Referans numaralari: 1. Kanard 2. Arka Kanat 3. Kanat Hamili 4. Açisal Temasli Rulman Üst . Açisal Temasli Rulman Alt 6. Yayli Rondela 7. Sikistirma Somunu 8. Nozul Yuvasi 9. Kontrol ve Güdüm Bölümü . Dönü Yalitimli Rulman Komplesi 11. Kilavuz Pimi Bulusun açiklamasi: Füzenin yuvarlanma ekseninde çikista dönü olusmamasi için yivsiz bir atici sistemden atesleme yapilmaktadir. Uçus basladiktan sonra füze bilgisayarindan verilen komutlara göre kanardlar (1) füzenin kontrolü için hareket komutlari olusturur. Füzenin ön kisminda füzenin istenilen hedefe ulasmasi için füze bilgisayari tarafindan üretilen komutlara göre füzenin kontrolünü saglayan kanardlar bulunmaktadir. Bu komutlar sonucunda füzenin arka kanatlarina (2) gelen hava akisi düzensizlesmekte ve kanardlarin (1) bozdugu hava akisindan etkilenen füzenin arka kanatlari (2) dönmeye çalismaktadir. Aerodinamik etkilerle dönmeye çalisan arka kanatlar (2) bütün füzenin yuvarlanma ekseninde dönmesine sebep olmaktadir. Füzenin uçus sirasindaki yüksek hizlari da düsünüldügünde eger arka kanatlar (2) füze üzerinde sabit bir sekilde monte edilmis olursa yuvarlanma ekseninde füze büyük dönü hizlarina sahip olacaktir. Dönü yalitimli rulman komplesi (10), üzerindeki açisal temasli rulman üst (4) ve açisal temasli rulman ait (5) araciligiyla arka kanatlarin (2) füzeye göre dönmesini saglayarak füzenin geri kalan kisminda yuvarlanma ekseninde dönü olusmasini kontrol altina almaktadir. Bu kontrol sayesinde güdüm ve kontrol bölümünün (9) istenilen kontrolü saglamasinin kolaylastirilmasi amaçlanmaktadir. Bulus konusu dönü yalitimli rulman komplesi (10) en temel haliyle kanat hamili (3), açisal temasli rulman üst (4), açisal temasli rulman ait (5), yayli rondela (6), sikistirma somunu (7) ve kilavuz pimi (11) parçalarindan olusmaktadir. Kilavuz Pimi (11) hariç diger temel parçalar füzenin uçus yönündeki ekseniyle es merkezlidir. Kanat hamili (3), dis kisminda arka kanatlarin (2) monte edilebilecegi baglanti arayüzüne sahiptir. Açisal temasli rulman üst (4), kanat hamili (3) üzerindeki yuvalarina siki geçmeyle yerlestirilmektedir. Açisal temasli rulman üst (4), eksenel ve radyal yükleri karsilayabilen açisal temasli tek sirali bilyeli ya da omuz açisina sahiptir. Ayrica açisal temasli rulman üst (4) açisal temasli rulman alti (5) birlikte arka kanatlarin (2) füzeye göre dönmesini saglayarak füzenin geri kalan kisminda yuvarlanma ekseninde dönü olusmasini kontrol altina almasini saglamaktadir. Yayli rondela (6), açisal temasli rulman ait (5) ile açisal temasli rulman üst (4) parçalari monte edilmis haldeki kanat hamilini (3) nozul yuvasi (8) üzerindeki açisal temasli rulman üst (4) parçasinin alninin degecegi yuvasina yerlestirdikten sonra açisal temasli rulman ait (5) parçasina ön yükleme yapmak için arkadan monte edilmektedir. Sikistirma somunu (7), yayli rondelayi (6) sikistirmak için kullanilan nozul yuvasi (8) üzerine monte edilmektedir. Sikistirma somunu (7), iç kisminda nozul yuvasi üzerine monte edilmesini saglayacak disli arayüzüne sahiptir. Kilavuz Pimi (11) firlatma tüpü üzerindeki kanaldan füzenin ateslenmesi sirasinda geçerek dönü yalitimli rulman komplesi (10) firlatma tüpünden çikana kadar dönmesini engelleyecek geometrik boyutlara sahiptir. Kanat hamili (3) isitilip, açisal temasli rulman üst (4) ve açisal temasli rulman alt (5) parçalari sogutularak kanat hamili (3) üzerindeki yuvalarina geçirilerek oturtulmaktadir. Bu montaj sirasinda Sekil 3'te de görüldügü gibi açisal temasli rulman üst (4) ve açisal temasli rulman ait (5) parçalari "back to back" (arka arkaya) monte edilmektedir. Böylelikle sistem her iki yönde gelecek eksenel yükleri karsilayabilecektir. Hazirlanan bu dönü yalitimli rulman komplesi (10), nozul yuvasi (8) üzerindeki yuvasina açisal temasli rulman üst (4) parçasinin alni bu yuvaya temas edecek sekilde geçirilmektedir. Arkasindan öncelikle yayli rondela (6) parçasi takilmaktadir. Daha sonra yayli rondelanin (6) arkasindan sikistirma somunu (7) nozul yuvasi (8) üzerindeki disli arayüz kullanilarak sikilmaktadir. Bu yolla açisal temasli rulman alta (5) bir ön yükleme yapilmaktadir. Açisal temasli rulman üst (4) parçasi kanat hamili (3) üzerinde üst taraftan sabitlendigi için ayni sekilde ona da ön yükleme yapilmis olmaktadir. Yayli rondela (6) kullanilarak degisen uçus sicakliklarinda ayni ön yüklemenin rulmanlar üzerinde kalmasi saglanmaktadir. Kilavuz Pimi (11) parçasi kanat hamili (3) üzerindeki disli yuvasina monte edilmektedir. Bu sekilde atesleme sirasinda füze firlatma tüpünden ayrilana kadar dönü yalitimli rulman komplesinin (10) dönmesini engellenmektedir. Dönü yalitimli rulman komplesi (10), kanat hamili (3) üzerine monte edilmis arka kanatlarin (2) nozul yuvasi (8) etrafinda dönmesine izin vermektedir. Bu durumda füzeye yuvarlanma ekseninde aktarilacak dönü sadece rulmanlarin sürtünme torkundan kaynaklanan miktar kadar olacaktir. Bu tasarimla füzenin arka kanatlari (2) hariç tüm bölümleri tek bir parça olarak sürtünme torku kaynakli dönüyle karsi karsiya kalacaktir. Olusan komplenin atalet momenti yüksek olacagi için aktarilacak dönü de çok düsük miktarda olacaktir. Bu yolla yuvarlanma ekseninde füzenin dönü kazanmasi engellenmis olacaktir. Bulus konusu füze sistemindeki, arka kanatlar (2) herhangi bir kent açisi olusturmayacak sekilde kanat hamili (3) üzerine monte edilmektedir. Bu sayede arka kanatlarin (2) kanardlarin (1) yarattigi komutlar sonrasi uçus sirasinda kimi zaman olusan aerodinamik etkiler sonrasi füzeye göre serbestçe dönmesi ve bu dönme sonucu olusan sürtünme torku etkisinin minimum düzeyde füzeye aktarilmasi saglanmaktadir. Dönü yalitimli rulman komplesinin (10) kilitlenmesi kanat hamili (3) üzerine disli arayüzüyle basitçe monte edilebilen kilavuz pimi (11) parçasiyla saglanmaktadir. Ayrica kanat hamili (3) üzerinde bulunan kilavuz pimi (11) parçasi firlatma tüpü üzerindeki kanaldan füzenin ateslenmesi sirasinda geçerek dönü yalitimli rulman komplesinin (10) firlatma tüpünden çikana kadar dönmesini engellemektedir. Bu sayede atici sistemden çikana kadar arka kanatlarin (2) dönmesine de engel olmaktadir. Bulus konusu füze sistemi çok düsük agirliga sahip ince bir kanat hamili (3) üzerine arka kanatlarin (2) monte edilmesini saglayarak düsük eksenel yükler ve buna bagli olarak düsük sürtünme torku olusmasi avantaji saglamaktadir. Ayrica olusan bu sürtünme torku arka kanatlar (2) hariç tüm füzeye aktarildigi için füzenin geri kalan kisminda atalet momenti yüksek olacagindan aktarilacak dönü de ters oranda çok düsük miktarlarda olacaktir. Bu da önemli bir tasarim avantaji saglamaktadir. TR TR TR DESCRIPTION Technical field to which the invention relates: The invention is related to the rotation-insulated bearing assembly that can control the rotation in the roll axis of the remaining part of the missile by enabling the rear wings to rotate relative to the missile through the bearings on the guided missiles. The invention is particularly related to a rotationally insulated bearing assembly that provides rotational stabilization on the roll axis of a missile that is fired without rotation from a smoothbore launcher system with high acceleration and operates in the supersonic speed regime for a certain period of its flight. State of the art: Missiles need control surfaces to maneuver during flight as much as the stability conditions for which they are designed allow. Since there is no maneuvering in non-guided rockets, control surfaces are important only in terms of flight stability. For this reason, the control surfaces used in missiles may have very different configurations compared to those in rockets. Based on control type, missiles can be categorized as tail-controlled, canard-controlled and wing-controlled missiles. Tail-controlled missiles are the most commonly used control method in controlled missiles. Tail control is preferred especially in long-range air defense missiles as it provides excellent maneuverability at high angles of attack. Fixed wings are also used in tail-controlled missiles to increase range with extra lift force. Like tail control, canard control is frequently used in missile designs. While canards have very good maneuverability at low angles of attack, they lose control effectiveness due to flow separation at high angles. Additionally, since the canard is far in front of the missile's center of gravity, fixed tail wings must be used to ensure the stability of the missile. Flap control is becoming less used in modern missiles. The biggest advantage of wing control is that the missile can react very quickly with very small wing movements. But since the wings are very close to the center of gravity, they must have a very large surface area to provide the force required for maneuver. In addition, the vortices created by the large wings interact with the tail surface, causing a moment to occur that causes the missile to rotate on its rotation axis. Although various improvements have been made to the known state of the technique in order to eliminate this effect, these improvements also bring with them some problems. In this context, some inventions used in the known state of the art have been examined and their details have been stated. To solve the rotational stabilization problem, it is mentioned that a rotating shaft is connected to the bearing on both sides and centered in the part of the missile where it is desired to rotate, and this part of the missile rotates. The invention that is the subject of this application creates the need for a design change in the interior of the missile. In order to solve the stabilization problem, an outer casing on which retractable wings can be mounted is added to the outer part of the bottom combustion unit, which is basically used in artillery rockets, and this complete ammunition, consisting of a bearing, is separated from the rest of the ammunition and rotates around it. In the state of the art, a tail fin assembly is mentioned in the patent application numbered "U86126109". In this assembly, it is seen that the tails are on the boat and that this assembly rotates after opening a lock mechanism that fixes the boat tail to the nozzle with two bearings to which it is connected according to the nozzle. This locking mechanism releases the locking mechanism by igniting the detonators that keep the offset tail and nozzle locked relative to each other approximately 2.5 seconds after the ammunition is fired. In this way, the tails are ensured to rotate freely around the nozzle. Since the nozzle housing of the engine used in this invention will be movable relative to the engine, there is a need for changes in the design. In the state of the art patent application numbered "RU2391621C1", a rocket aerodynamic stabilizer is mentioned. The balancer that is the subject of the invention includes a moving wing. In the state of the art application numbered "RU2181475C1", the aerodynamic rotation stabilizer of missiles used for military equipment is mentioned. The subject of the invention includes a balancer, a movable wing and a bearing that allows these wings to rotate. In the state of the art, the patent application numbered "TR 2018/01173" states that the invention is related to a rotary stabilized rocket for launching from a barrel, and this rocket includes a front rocket part, a rear rocket part and an intermediate rocket part, the intermediate rocket part being It includes a rotatable middle section and guide wings. The invention also relates to a method for steering the said rotary stabilized rocket. In the state of the art, continuous rotation of the wings is guaranteed due to the city angle given to the wings. In the systems used in the state of the art, high axial loads occur because the front side of the engine part is rotated. It creates problems such as bearing design and the high friction torque transferred to the missile. In some state-of-the-art inventions, the bearing assembly does not rotate within the launch tube and is provided with a locking mechanism using pyrotechnics. This situation increases both the cost and reliability as a result of the pyrotechnic drug not being able to be fired from time to time. As a result, due to the negativities mentioned above and the inadequacy of the existing solutions on the subject, it has become necessary to make a development in the relevant technical field. Purpose of the invention: The most important purpose of the invention is to produce a gun that is fired non-returnably from a smoothbore launcher system and operates in the supersonic speed regime for a certain period of its flight. It can provide a solution to the roll stabilization problem of a missile on its roll axis. With this solution, the return effect on the missile is minimized. Another important purpose of the invention is to control the rotation of the remaining part of the missile in the roll axis by enabling the rear wings to rotate relative to the missile through the bearings on it. Another purpose of the invention is to facilitate the guidance and control department to achieve the desired control by controlling the rotation formation. Another purpose of the invention is to solve the problem of the missile's rear wings not turning until the shooter leaves the system. In this way, it prevents the rear wings from rotating until the shooter leaves the system. Another purpose of the invention is to allow the rear wings mounted on the wing holder to rotate around the nozzle slot. Another purpose of the invention is to prevent the rotation-insulated bearing assembly from rotating until it comes out of the launch tube, by passing through the channel on the launch tube during the firing of the missile, thanks to the guide pin part on the wing holder. Another purpose of the invention is to mount folding rear wings on the wing holder without any urban angle. In this way, the rear wings do not rotate continuously throughout the flight. The purpose of the invention is not to stabilize the missile by rotating the rear wings, but to ensure that the rotation movement, which occurs due to aerodynamic effects at any moment of the flight after the canard commands, is carried out only by the wings, and is transmitted to the missile in a very low amount (on the largest inertia as a result of the friction torque effect) through the bearings used. Another purpose of the invention is to provide the advantage of easy mounting of the bearing assembly on a holder passed through the outside of the missile's engine nozzle exit. Another purpose of the invention is to ensure that the nozzle housing does not move with the assembly. In this way, it provides the advantage that the invention can be used without making any changes in the design of the currently used engines. Another purpose of the invention is ease of installation, high reliability and low cost since pyrotechnics are not used. The structural and characteristic features and all the advantages of the invention will be understood more clearly thanks to the figures given below and the detailed explanation written by referring to these figures. For this reason, the evaluation should be made taking these figures and detailed explanation into consideration. Explanation of the figures: FIGURE -1; The subject of the invention is a drawing that gives the general layout view of the rotation-insulated bearing assembly on the missile. FIGURE -2; This is a drawing showing the general cross-sectional view of the rotation-insulated bearing assembly, which is the subject of the invention, mounted on the missile. FIGURE -3; This is a drawing showing a cross-sectional detail view of the rotation insulated bearing assembly, which is the subject of the invention, mounted on the missile. FIGURE -4; The drawing showing the general cross-sectional view of the rotation-insulated bearing assembly, which is the subject of the invention, mounted on the missile, with all its sub-parts. FIGURE -5; The subject of the invention is the drawing detailing the spring washer connection. Reference numbers: 1. Canard 2. Rear Wing 3. Wing Holder 4. Angular Contact Bearing Upper. Angular Contact Bearing Bottom 6. Spring Washer 7. Compression Nut 8. Nozzle Slot 9. Control and Guidance Section. Rotation Insulated Bearing Assembly 11. Guide Pin Description of the invention: In order to prevent rotation at the exit of the missile's rolling axis, firing is done from a smoothbore launcher system. After the flight starts, the canards (1) create movement commands for the control of the missile, according to the commands given from the missile computer. There are canards at the front of the missile that provide control of the missile according to the commands generated by the missile computer in order for the missile to reach the desired target. As a result of these commands, the air flow coming to the rear wings (2) of the missile becomes irregular and the rear wings (2) of the missile, affected by the air flow disrupted by the canards (1), try to turn. The rear wings (2), which try to rotate with aerodynamic effects, cause the entire missile to rotate on the roll axis. Considering the high speeds of the missile during flight, if the rear wings (2) are mounted permanently on the missile, the missile will have high rotation speeds in the roll axis. The rotation insulated bearing assembly (10) controls the rotation of the rear wings (2) relative to the missile through the upper angular contact bearing (4) and the angular contact bearing (5) on it, thus controlling the rotation in the roll axis in the remaining part of the missile. Thanks to this control, it is aimed to make it easier for the guidance and control section (9) to achieve the desired control. The rotationally insulated bearing assembly (10) which is the subject of the invention, in its most basic form, consists of a wing holder (3), angular contact bearing upper (4), angular contact bearing (5), spring washer (6), compression nut (7) and guide pin (11). ) consists of parts. Except for the Guide Pin (11), other basic parts are concentric with the axis of the missile in the direction of flight. The wing holder (3) has a connection interface on its outside where the rear wings (2) can be mounted. The angular contact bearing upper (4) is placed in its slots on the wing holder (3) by tight fit. Angular contact bearing top (4) has angular contact single row ball or shoulder angle that can absorb axial and radial loads. In addition, the angular contact bearing upper (4) and the angular contact bearing lower (5) together enable the rear wings (2) to rotate relative to the missile, thus controlling the rotation in the roll axis in the remaining part of the missile. After placing the wing holder (3), with the spring washer (6), the angular contact bearing (5) and the angular contact bearing upper (4) parts mounted, into the slot where the face of the angular contact bearing upper (4) part will touch on the nozzle seat (8), the angular contact bearing upper (4) parts will touch. It is mounted from the back to preload the part (5) of the contact bearing. The compression nut (7) is mounted on the nozzle seat (8) used to compress the spring washer (6). The clamping nut (7) has a threaded interface on its inside that will allow it to be mounted on the nozzle seat. The Guide Pin (11) has geometric dimensions that will pass through the channel on the launch tube during the firing of the missile and prevent it from rotating until the rotation-insulated bearing assembly (10) comes out of the launch tube. The wing holder (3) is heated, the angular contact bearing upper (4) and angular contact bearing lower (5) parts are cooled and placed into their slots on the wing holder (3). During this assembly, as seen in Figure 3, the upper parts of the angular contact bearing (4) and the parts of the angular contact bearing (5) are mounted "back to back". Thus, the system will be able to absorb axial loads in both directions. This prepared rotation-insulated bearing assembly (10) is inserted into its slot on the nozzle housing (8) in such a way that the forehead of the angular contact bearing upper part (4) comes into contact with this slot. Firstly, the spring washer (6) part is installed afterwards. Then, the compression nut (7) is tightened behind the spring washer (6) using the threaded interface on the nozzle seat (8). In this way, a preload is applied to the bottom of the angular contact bearing (5). Since the upper part (4) of the angular contact bearing is fixed on the wing holder (3) from the top, preload is applied to it in the same way. By using the spring washer (6), it is ensured that the same preload remains on the bearings in changing flight temperatures. The Guide Pin (11) part is mounted on the gear slot on the wing holder (3). In this way, the rotation-insulated bearing assembly (10) is prevented from rotating until the missile is separated from the launch tube during firing. The rotation insulated bearing assembly (10) allows the rear wings (2) mounted on the wing holder (3) to rotate around the nozzle seat (8). In this case, the rotation transferred to the missile on the rolling axis will only be the amount resulting from the friction torque of the bearings. With this design, all parts of the missile, except the rear wings (2), will face rotation caused by friction torque as a single piece. Since the moment of inertia of the resulting assembly will be high, the amount of rotation to be transferred will be very low. In this way, the missile will be prevented from gaining a turn in the roll axis. In the missile system of the invention, the rear wings (2) are mounted on the wing holder (3) in a way that does not create any urban angle. In this way, it is ensured that the rear wings (2) rotate freely relative to the missile after the aerodynamic effects that sometimes occur during flight following the commands created by the canards (1), and the friction torque effect resulting from this rotation is transferred to the missile at a minimum level. Locking of the rotation insulated bearing assembly (10) is provided by the guide pin (11) piece, which can be simply mounted on the wing holder (3) with a threaded interface. In addition, the guide pin (11) part located on the wing holder (3) passes through the channel on the launch tube during the firing of the missile and prevents the rotation-insulated bearing assembly (10) from rotating until it comes out of the launch tube. In this way, it prevents the rear wings (2) from rotating until the shooter leaves the system. The missile system of the invention provides the advantage of low axial loads and therefore low friction torque by mounting the rear wings (2) on a thin wing holder (3) with a very low weight. In addition, since this friction torque is transferred to the entire missile except the rear wings (2), the moment of inertia will be high in the rest of the missile, and the rotation to be transferred will be very low in the opposite ratio. This provides a significant design advantage. TR TR TR