KR101964027B1 - 단일 축 항공기 - Google Patents

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KR101964027B1
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Abstract

본 발명에서는 단일 축 항공기를 공개하는 바, 당해 단일 축 항공기에는 프로펠러(1), 항공기 본체(2)와 항공기 본체(2) 일부분을 구성하는 날개 구동 장치(3)가 포함되고, 항공기 본체(2)는 유선형이며, 날개 구동 장치(3) 중부 위치에는 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 링형 날개(4)가 구비되고, 링형 날개(4)는 날개 구동 장치(3)의 구동 하에 수평 방향으로 이동할 수 있으며; 링형 날개(4)가 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 외부 원주 각 방향의 바람 저항 면적이 동일할 때, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 유지하며; 상기 링형 날개(4)가 어느 한 방향으로 이동하여 당해 방향의 상기 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적을 증가시키고, 반대 방향에서는 상기 날개 구동 장치(3) 내로 들어가 당해 반대 방향의 바람 저항 면적을 감소시킬 때, 상기 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 변경시킨다. 본 발명의 단일 축 항공기는 구조가 간단하고 조작이 간편하며 외관이 아름다운 특징을 갖는다.

Description

단일 축 항공기
본 발명은 항공기 설계 기술분야에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 단일 축 항공기에 관한 것이다.
종래의 소비형 직선 상하 이착륙이 가능한 항공기는 주요하게 다중 축 다중 프로펠러 항공기와 단일 축 다중 프로펠러 항공기 두 가지 종류로 구분할 수 있으며, 그 중에서 단일 축 다중 프로펠러 항공기는 하기 두 가지 방식을 통하여 항공기 비행 자세의 제어를 구현한다.
1. 여러 그룹의 프로펠러를 구비하여 프로펠러의 각도를 변경시켜 각 그룹의 프로펠러의 각도가 다르게 하고, 각 그룹의 프로펠러를 변경시켜 아로래 향하는 바람을 발생시켜 항공기 비행 자세에 대한 제어를 구현한다. 이러한 구조의 단일 축 다중 프로펠러 항공기는 구조가 복잡하고 또한 프로펠러의 각도 제어가 어렵고, 소비형 제품에서 비교적 보기 드물다.
2. 미익 구조를 구비하여, 미익 프로펠러를 구동시키는 것을 통하여 비행 자세를 변경시킨다. 이러한 구조의 단일 축 다중 프로펠러 항공기는 구조가 간단하고 시중에서 널리 사용되기는 하지만, 그 외관 형상이 단조롭다.
상기 문제를 해결하기 위하여, 본 발명에서는 단일 축 항공기를 제공하여 종래 단일 축 다중 프로펠러 항공기의 구조가 간단하고 프로펠러 각도를 제어하기 어려우며 외관 형상이 단조로운 문제를 해결하도록 한다.
상기 목적을 이루기 위하여, 본 발명의 기술안은 하기 내용을 통하여 구현된다.
본 발명에 따른 실시예의 단일 축 항공기는, 프로펠러(1) 및 항공기 본체(2)가 포함되고, 항공기 본체(2)는 유선형이고 내부에 구동 모터가 구비되며, 구동 모터는 프로펠러(1)를 구동하여 회전시켜, 항공기 본체(2)를 위하여 상승하는 동력을 제공하며; 단일 축 항공기는 또한 항공기 본체(2) 일부분을 구성하는 날개 구동 장치(3)를 포함하며,
날개 구동 장치(3) 중부 위치에는 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 링형 날개(4)가 구비되고, 링형 날개(4)는 날개 구동 장치(3)의 구동 하에 수평 방향으로 이동할 수 있으며,
링형 날개(4)가 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 외부 원주 각 방향의 바람 저항 면적이 동일할 때, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 유지하며,
링형 날개(4)가 어느 한 방향으로 이동하여 당해 방향의 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적을 증가시키고, 반대 방향에서는 날개 구동 장치(3) 내로 들어가 당해 반대 방향의 바람 저항 면적을 감소시킬 때, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 변경시킨다.
바람직하게는, 날개 구동 장치(3)에 기둥형 자기 링(31), 전자기 모터(32), 위 커버(33)과 아래 커버(34)가 포함되고, 링형 날개(4)가 기둥형 자기 링(31)의 외벽과 일체로 성형되며,
기둥형 자기 링(31)은 전자기 모터(32)의 외주에 고리 모양으로 씌워지는 바, 양자의 높이가 동일하고 또한 일정한 환형 간격을 가지며,
전자기 모터(32)는 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에 고정되고, 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에는 링형 날개(4)가 뻗어 나올 수 있는 간격이 미리 구비되며, 일부 링형 날개(4)는 위 커버(33)와 아래 커버(34)로 구성된 간격을 통하여 항공기 본체(2) 외부로 뻗어 나오며,
현재 비행 자세를 유지할 때, 전자기 모터(32)의 자기장은 균일하게 분포되고 또한 기둥형 자기 링(31)의 극성과 상호 배척되며, 그리고 기둥형 자기 링(31)의 축심은 전자기 모터(32)의 축심과 중첩되며,
현재 비행 자세를 변경시킬 때, 전자기 모터(32)의 어느 한 방향의 동작 전류를 변경시켜 전자기 모터(32)의 자기장 형태를 변경시키고, 기둥형 자기 링(31)은 전자기 모터(32)의 자기장의 작용 하에서 축심이 오프셋이 발생하여, 링형 날개(4)를 구동하여 수평 방향으로 이동시킨다.
더욱 바람직하게는, 위 커버(33)와 아래 커버(34)가 동일한 구조를 가지는 바, 모두 중심 위치에 위치하는 나사산 베이스(35)와 나사산 베이스(35) 주위에 위치하는 지지 기둥(36)을 포함하며,
전자기 모터(32)의 양단에는 나사산 베이스(35)와 배합되는 나사산 헤드(321)가 구비되고, 위 커버(33)와 아래 커버(34)는 전자기 모터(32) 양단의 나사산 헤드(321)와 나사산 베이스(35)의 배합을 통하여 잠금 부착 고정을 구현한다.
바람직하게는, 항공기 본체(2)에는 기수(21), 기체(22)와 꼬리(23)가 포함되며;
날개 구동 장치(3)는 기수(22)와 기체(22) 사이에 구비되거나, 또는 날개 구동 장치(3)는 기체(22)와 꼬리(23) 사이에 구비된다.
더욱 바람직하게는, 기체(22) 내에 제어 회로판과 전지가 포함되며,
상기 제어 회로판은 상기 단일 축 항공기의 동작을 제어하며,
상기 전지는 제어 회로판, 구동 모터와 날개 구동 장치(3)를 위하여 전력을 제공한다.
바람직하게는, 꼬리(23) 내에는 거리 측정 모듈이 구비되며,
거리 측정 모듈은 연성 회로판을 통하여 제어 회로판에 연결되어, 단일 축 항공기의 실시간 비행 높이를 측정하고 또한 측정된 비행 높이 정보를 제어 회로판으로 송신하며,
제어 회로판은 수신된 비행 높이 정보에 의하여 구동 모터의 회전 속도를 제어한다.
바람직하게는, 단일 축 항공기에는 또한 평형바(5)가 포함되며,
평형바(5)는 프로펠러(1)의 선단에 위치하여 항공기 공중 호버링 시의 안정도를 유지한다.
바람직하게는, 단일 축 항공기에는 또한 지지 프레임(6)이 포함되며,
지지 프레임(6)은 꼬리(23)의 외부에 구비되어 캐리어(7)를 탑재한다.
본 발명에 따른 실시예의 유익한 효과라면, 1. 단일 축 항공기 본체에 날개 구동 장치를 도입하여, 날개가 바람 저항을 변경시키는 원리를 바탕으로, 단일 축 항공기가 현재 비행 자세를 유지하여야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개가 항공기 본체로부터 뻗어 나온 부분을 구동시켜 각 방향의 바람 저항 면적이 동일하도록 하여, 단일 축 항공기의 아래로 향하는 추진력이 균일하도록 하여 현재의 비행 자세를 유지한다. 단일 축 항공기가 비행 자세를 변경시켜야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개를 구동시켜 어느 한 방향으로 움직이도록 하여, 항공기 본체로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하여, 항공기의 아래로 향하는 추진력이 불균일하도록 한다. 나아가 기체 각도를 변경시켜 현재 비행 자세를 변경시킬 수 있는 바, 즉 본 발명의 단일 축 항공기의 비행 자세 제어 원리가 간단하고 또한 구현하기 쉬우며; 2. 단일 축 항공기 현재 비행 자세를 변경시켜야 할 때, 단지 날개 구동 장치 중의 전자기 모터의 어느 방향의 동작 전류를 변경시키기만 하면 바로 비행 자세의 변경을 구현할 수 있는 바, 즉 본 발명의 조작 장식이 간단하고 편리한다. 3. 본 발명의 단일 축 항공기는 전반적으로 단지 프로펠러와 유선형의 항공기 본체 두 부분으로만 구성되어, 구조가 간단하고 외관이 아름다운 특징을 갖는다.
도1은 본 실시예에 따른 단일 축 항공기가 비행 자세를 변경시키는 원리 도면.
도2은 본 실시예에 따른 단일 축 항공기의 외관 도면.
도3은 본 실시예에 따른 날개 구동 장치 분해도.
도4은 도3의 날개 구동 장치의 위 커버 구조도.
도5은 도3의 날개 구동 장치의 단면도.
도6a는 도3의 날개 구동 장치의 기둥형 자기 링과 전자기 모터 축심이 중첩될 때, 전자기 모터 자기장 형태 도면.
도6b는 도3의 날개 구동 장치의 기둥형 자기 링의 축심이 전자기 모터에 대하여 왼쪽으로 오프셋될 때, 전자기 모터 자기장 형태 도면.
도7a는 본 실시예에 따른 날개 구동 장치의 기둥형 전자기 링과 전자기 모터 축심이 중첩될 때, 링형 날개의 바람 저항 면적 도면.
도7b는 본 실시예에 따른 날개 구동 장치의 기둥형 전자기 링dl 전자기 모터에 대하여 왼쪽으로 오프셋될 때, 링형 날개의 바람 저항 면적 도면.
도7c는 본 실시예에 따른 날개 구동 장치의 기둥형 전자기 링dl 전자기 모터에 대하여 오른쪽으로 오프셋될 때, 링형 날개의 바람 저항 면적 도면.
본 발명의 목적, 기술안 및 장점을 더욱 잘 이해하도록 하기 위하여, 아래 도면을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시방식을 보다 상세하게 설명한다.
본 발명의 전반적인 기술사상으로서는, 도1에 도시된 바와 같이, 날개가 바람 저항을 변경시키는 원리를 이용하여, 단일 축 항공기 본체에 날개 구동 장치를 도입하고, 도1 중의 왼쪽 도면에 도시된 바와 같이, 정상적인 상황 하에서 날개가 단일 축 항공기 본체로부터 뻗어 나온 부분의 각 방향의 바람 저항 면적이 동일하고, 이때 날개가 바람 저항을 초래하기는 하지만, 바람 저항 면적이 작고 또한 동일하기 때문에, 단일 축 항공기의 아래로 향하는 추진력이 균일하다. 도1에서의 오른쪽 도면에 도시된 바와 같이, 날개가 어느 한 방향으로 이동하고 반대 방향에서 단일 축 항공기 본체 내로 들어가, 당해 방향에서 단일 축 항공기 본체로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하여, 항공기의 아래로 향하는 추진력이 불균일하도록 하고, 나아가 기체 각도를 변경시켜 단일 축 항공기 비행 자세의 제어를 구현한다.
도2은 본 실시예에 따른 단일 축 항공기의 외관 도면으로서, 도2에 도시된 바와 같이, 당해 단일 축 항공기를 제공하는 바, 프로펠러(1) 및 항공기 본체(2)가 포함되고, 항공기 본체(2)는 유선형이고 내부에 구동 모터가 구비되며, 구동 모터는 프로펠러(1)를 구동시켜 회전하여, 항공기 본체(2)를 위하여 상승하는 동력을 제공한다.
당해 단일 축 항공기에는 또한 항공기 본체(2) 일부분을 구성하는 날개 구동 장치(3)를 포함한다.
날개 구동 장치(3) 중부 위치에는 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 링형 날개(4)가 구비되고, 링형 날개(4)는 날개 구동 장치(3)의 구동 하에 수평 방향으로 이동할 수 있다.
링형 날개(4)가 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 외부 원주 각 방향의 바람 저항 면적이 동일할 때, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 유지한다.
링형 날개(4)가 어느 한 방향으로 이동하여 당해 방향의 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적을 증가시키고, 반대 방향에서는 날개 구동 장치(3) 내로 들어가 당해 반대 방향의 바람 저항 면적을 감소시킬 때, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 변경시킨다.
본 실시예의는 단일 축 항공기 본체에 날개 구동 장치를 도입하여, 날개가 바람 저항을 변경시키는 원리를 바탕으로, 단일 축 항공기가 현재 비행 자세를 유지하여야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개가 항공기 본체로부터 뻗어 나온 부분을 구동시켜 각 방향의 바람 저항 면적이 동일하도록 하여, 단일 축 항공기의 아래로 향하는 추진력이 균일하도록 하여 현재의 비행 자세를 유지한다. 단일 축 항공기가 비행 자세를 변경시켜야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개를 구동시켜 어느 한 방향으로 움직이도록 하여, 항공기 본체로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하여, 항공기의 아래로 향하는 추진력이 불균일하도록 하고, 나아가 기체 각도를 변경시켜 현재 비행 자세를 변경시킬 수 있다.
본 실시예의 일 구현 방안에서, 도3 내지 도6에 동시에 도시된 바와 같이, 날개 구동 장치(3)에 기둥형 자기 링(31), 전자기 모터(32), 위 커버(33)과 아래 커버(34)가 포함되고, 링형 날개(4)가 기둥형 자기 링(31)의 외벽과 일체로 성형된다.
기둥형 자기 링(31)은 전자기 모터(32)의 외주에 고리 모양으로 씌워지는 바, 양자의 높이가 동일하고 또한 일정한 환형 간격을 가지어, 기둥형 자기 링(31)이 작은 범위 내에서 이동하도록 한다.
전자기 모터(32)는 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에 고정되고, 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에는 링형 날개(4)가 뻗어 나올 수 있는 간격이 미리 구비되며, 일부 링형 날개(4)는 위 커버(33)와 아래 커버(34)로 구성된 간격을 통하여 항공기 본체(2) 외부로 뻗어 나온다.
현재 비행 자세를 유지할 때, 전자기 모터(32)의 자기장은 균일하게 분포되고 또한 기둥형 자기 링(31)의 극성과 상호 배척되며, 그리고 기둥형 자기 링(31)의 축심은 전자기 모터(32)의 축심과 중첩된다. 도6a에 도시된 바와 같이, 전자기 모터(32)가 정상 작동할 때, 전자기 모터(32) 외부 표면의 자성과 기둥형 자기 링(31) 내부 표면의 자성이 동일하고, 기둥형 자기 링(31)과 전자기 모터(32)의 자기장 분포가 균일하기 때문에, 기둥형 자기 링(31)이 받는 각 방향의 배척력이 동일하고, 그 축심과 전자기 모터(32)의 축심이 중첩된다. 도7a에 도시된 바와 같이, 기둥형 자기 링(31)과 전자기 모터(32)의 축심이 중첩될 때, 링형 날개(4)가 항공기 본체(2)로부터 뻗어 나온 각 방향의 바람 저항 면적이 동일하고, 단일 축 항공기의 아래로 향하는 추진력이 균일하기 때문에, 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 유지할 수 있다.
현재 비행 자세를 변경시킬 때, 전자기 모터(32)의 어느 한 방향의 동작 전류를 변경시켜 전자기 모터(32)의 자기장 형태를 변경시키고, 기둥형 자기 링(31)은 전자기 모터(32)의 자기장의 작용 하에서 축심이 오프셋이 발생하여, 링형 날개(4)를 구동하여 수평 방향으로 이동시킨다. 도6b에 도시된 바와 같이, 링형 날개(4)를 구동시켜 왼쪽으로 이동시키려면, 전자기 모터(32) 우측의 동작 전류 방향을 변경시켜, 전자기 모터(32) 우측의 자극이 변경되도록 하여, 기둥형 자기 링(3)의 축심을 흡인하여 왼쪽으로 이동하게 할 수 있다. 도7b에 도시된 바와 같이, 기둥형 자기 링(31)의 축심이 전자기 모터(32)의 축심에 대하여 왼쪽으로 오프셋될 때, 링형 날개(4)의 항공기 본체(2)로부터 뻗어 나온 좌측의 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하고, 단일 축 항공기가 왼쪽으로의 바람 저항을 발생시켜, 단일 축 항공기의 항공기 본체가 왼쪽으로 오프셋되도록 하여, 단일 축 항공기가 현재 비행 자세를 변경시키도록 한다.
당해 단일 축 항공기의 항공기 본체를 오른쪽으로 오프셋시켜야 할 때, 전자기 모터(32) 좌측의 동작 전류 방향을 변경시켜, 전자기 모터(32) 좌측의 자극이 변경되도록 하여, 기둥형 자기 링(3)의 축심을 흡인하여 오른쪽으로 이동하게 할 수 있다. 도7c에 도시된 바와 같이, 기둥형 자기 링(31)의 축심이 전자기 모터(32)의 축심에 대하여 오른쪽으로 오프셋될 때, 링형 날개(4)의 항공기 본체(2)로부터 뻗어 나온 우측의 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하고, 단일 축 항공기가 오른쪽으로의 바람 저항을 발생시켜, 단일 축 항공기의 항공기 본체가 오른쪽으로 오프셋되도록 한다.
여기서, 위 커버(33)와 아래 커버(34)가 동일한 구조를 가지는 바, 도4에 도시된 바와 같이, 위 커버(33)와 아래 커버(34)에는 모두 중심 위치에 위치하는 나사산 베이스(35)와 나사산 베이스(35) 주위에 위치하는 지지 기둥(36)이 포함된다.
도5에 도시된 바와 같이, 전자기 모터(32)의 양단에는 나사산 베이스(35)와 배합되는 나사산 헤드(321)가 구비되고, 위 커버(33)와 아래 커버(34)는 전자기 모터(32) 양단의 나사산 헤드(321)와 나사산 베이스(35)의 배합을 통하여 잠금 부착 고정을 구현하며, 기둥형 자기 링(31)에 대하여 수직 방향의 한정을 진행하여, 기둥형 자기 링(31)이 상하 이동하는 것을 방지한다.
본 실시예의 다른 일 구현 방안에서, 항공기 본체(2)에는 기수(21), 기체(22)와 꼬리(33)가 포함된다.
본 발명의 날개 구동 장치(3)는 기수(21)와 기체(22) 사이에 구비될 수도 있고, 또는 기체(22)와 꼬리(23) 사이에 구비될 수도 있다.
기체(22) 내에는 제어 회로판과 전지가 구비되고, 제어 회로판은 단일 축 항공기의 동작을 제어하고, 전지는 제어 회로판, 구동 모터와 날개 구동 장치를 위하여 전력을 제공한다.
꼬리(23) 내에는 거리 측정 모듈이 구비되고, 거리 측정 모듈은 연성 회로판을 통하여 제어 회로판에 연결되어, 단일 축 항공기의 실시간 비행 높이를 측정하고 또한 측정된 비행 높이 정보를 제어 회로판으로 송신한다. 제어 회로판은 수신된 비행 높이 정보에 의하여 구동 모터의 회전 속도를 제어한다.
도2에 동시에 도시된 바와 같이, 본 실시예의 단일 축 항공기에는 또한 평형바(5)와 지지 프레임(6)이 포함되고, 평형바(5)는 프로펠러(1)의 선단에 위치하여 단일 축 항공기 공중 호버링 시의 안정도를 유지한다. 지지 프레임(6)은 꼬리(23)의 외부에 구비되어 캐리어(7)를 탑재하는 바, 캐리어(7)는 핸드폰, PAD 등 장치이다.
요약하면, 본 발명에서는 동일 축 항공기를 제공하는 바, 당해 단일 축 항공기는 아래 유익한 효과를 갖는다.
1. 단일 축 항공기 본체에 날개 구동 장치를 도입하여, 날개가 바람 저항을 변경시키는 원리를 바탕으로, 단일 축 항공기가 현재 비행 자세를 유지하여야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개가 항공기 본체로부터 뻗어 나온 부분을 구동시켜 각 방향의 바람 저항 면적이 동일하도록 하여, 단일 축 항공기의 아래로 향하는 추진력이 균일하도록 하여 현재의 비행 자세를 유지한다. 단일 축 항공기가 비행 자세를 변경시켜야 할 때, 날개 구동 장치가 링형 날개를 구동시켜 어느 한 방향으로 움직이도록 하여, 항공기 본체로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적이 상대적으로 증가하여, 항공기의 아래로 향하는 추진력이 불균일하도록 하고, 나아가 기체 각도를 변경시켜 현재 비행 자세를 변경시킬 수 있는 바, 즉 본 발명의 단일 축 항공기의 비행 자세 제어 원리가 간단하고 또한 구현하기 쉽다.
2. 단일 축 항공기 현재 비행 자세를 변경시켜야 할 때, 단지 날개 구동 장치 중의 전자기 모터의 어느 방향의 동작 전류를 변경시키기만 하면 바로 비행 자세의 변경을 구현할 수 있는 바, 즉 본 발명의 조작 장식이 간단하고 편리하다.
3. 본 발명의 단일 축 항공기는 전반적으로 단지 프로펠러와 유선형의 항공기 본체 두 부분으로만 구성되어, 구조가 간단하고 외관이 아름다운 특징을 갖는다.
위에서는 단지 본 발명의 바람직한 실시예로서 본 발명의 보호범위를 제한하는 것이 아니다. 본 발명의 기본사상과 원칙 범위 내에서 이루어지는 수정, 등가 대체, 개선 등은 모두 본 발명의 청구범위에 속한다 하여야 할 것이다.
1. 프로펠러; 2. 항공기 본체; 21. 기수; 22. 기체; 23. 꼬리; 3. 날개 구동 장치; 31. 기둥형 자기 링; 32. 전자기 모터; 321. 나사산 헤드; 33. 위 커버; 34. 아래 커버; 35. 나사산 베이스; 36. 지지 기둥; 4. 링형 날개; 5. 평형바; 6. 지지 프레임; 7. 캐리어

Claims (8)

  1. 프로펠러(1) 및 항공기 본체(2)가 포함되고, 상기 항공기 본체(2)는 유선형이고 내부에 구동 모터가 구비되며, 상기 구동 모터는 상기 프로펠러(1)를 구동하여 회전시켜, 상기 항공기 본체(2)를 위하여 상승하는 동력을 제공하는 단일 축 항공기에 있어서,
    상기 단일 축 항공기는 또한 항공기 본체(2) 일부분을 구성하는 날개 구동 장치(3)를 포함하며,
    상기 날개 구동 장치(3) 중부 위치에는 상기 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 링형 날개(4)가 구비되고, 상기 링형 날개(4)는 상기 날개 구동 장치(3)의 구동 하에 수평 방향으로 이동할 수 있으며,
    상기 링형 날개(4)가 상기 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 외부 원주 각 방향의 바람 저항 면적이 동일할 때, 상기 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 유지하며,
    상기 링형 날개(4)가 어느 한 방향으로 이동하여 당해 방향의 상기 날개 구동 장치(3)로부터 뻗어 나온 바람 저항 면적을 증가시키고, 반대 방향에서는 상기 날개 구동 장치(3) 내로 들어가 당해 반대 방향의 바람 저항 면적을 감소시킬 때, 상기 단일 축 항공기는 현재 비행 자세를 변경시키는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 날개 구동 장치(3)에 기둥형 자기 링(31), 전자기 모터(32), 위 커버(33)과 아래 커버(34)가 포함되고, 상기 링형 날개(4)가 상기 기둥형 자기 링(31)의 외벽과 일체로 성형되며,
    상기 기둥형 자기 링(31)은 상기 전자기 모터(32)의 외주에 고리 모양으로 씌워지는 바, 양자의 높이가 동일하고 또한 일정한 환형 간격을 가지며,
    상기 전자기 모터(32)는 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에 고정되고, 위 커버(33)와 아래 커버(34) 사이에는 링형 날개(4)가 뻗어 나올 수 있는 간격이 미리 구비되며, 일부 링형 날개(4)는 위 커버(33)와 아래 커버(34)로 구성된 간격을 통하여 상기 항공기 본체(2) 외부로 뻗어 나오며,
    현재 비행 자세를 유지할 때, 상기 전자기 모터(32)의 자기장은 균일하게 분포되고 또한 상기 기둥형 자기 링(31)의 극성과 상호 배척되며, 그리고 상기 기둥형 자기 링(31)의 축심은 상기 전자기 모터(32)의 축심과 중첩되며,
    현재 비행 자세를 변경시킬 때, 상기 전자기 모터(32)의 어느 한 방향의 동작 전류를 변경시켜 전자기 모터(32)의 자기장 형태를 변경시키고, 상기 기둥형 자기 링(31)은 상기 전자기 모터(32)의 자기장의 작용 하에서 축심이 오프셋이 발생하여, 상기 링형 날개(4)를 구동하여 수평 방향으로 이동시키는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 위 커버(33)와 상기 아래 커버(34)가 동일한 구조를 가지는 바, 모두 중심 위치에 위치하는 나사산 베이스(35)와 나사산 베이스(35) 주위에 위치하는 지지 기둥(36)을 포함하며,
    상기 전자기 모터(32)의 양단에는 나사산 베이스(35)와 배합되는 나사산 헤드(321)가 구비되고, 상기 위 커버(33)와 상기 아래 커버(34)는 전자기 모터(32) 양단의 나사산 헤드(321)와 나사산 베이스(35)의 배합을 통하여 잠금 부착 고정을 구현하는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  4. 제2항 또는 제3항에 있어서,
    상기 항공기 본체(2)에는 순차적으로 기수(21), 기체(22)와 꼬리(23)가 포함되며,
    상기 날개 구동 장치(3)는 상기 기수(22)와 상기 기체(22) 사이에 구비되거나, 또는 상기 날개 구동 장치(3)는 상기 기체(22)와 상기 꼬리(23) 사이에 구비되는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 기체(22) 내에 제어 회로판과 전지가 포함되며,
    상기 제어 회로판은 상기 단일 축 항공기의 동작을 제어하며,
    상기 전지는 상기 제어 회로판, 구동 모터와 날개 구동 장치(3)를 위하여 전력을 제공하는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 꼬리(23) 내에는 거리 측정 모듈이 구비되며,
    상기 거리 측정 모듈은 연성 회로판을 통하여 상기 제어 회로판에 연결되어, 상기 단일 축 항공기의 실시간 비행 높이를 측정하고 또한 측정된 비행 높이 정보를 상기 제어 회로판으로 송신하며,
    상기 제어 회로판은 수신된 비행 높이 정보에 의하여 상기 구동 모터의 회전 속도를 제어하는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  7. 제4항에 있어서,
    상기 단일 축 항공기에는 또한 평형바(5)가 포함되며,
    상기 평형바(5)는 상기 프로펠러(1)의 선단에 위치하여 상기 단일 축 항공기 공중 호버링 시의 안정도를 유지하는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
  8. 제4항에 있어서,
    상기 단일 축 항공기에는 또한 지지 프레임(6)이 포함되며,
    상기 지지 프레임(6)은 상기 꼬리(23)의 외부에 구비되어 캐리어(7)를 탑재하는 것을 특징으로 하는 단일 축 항공기.
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