CN104364155A - 混合式飞机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种混合式飞机(F)。在此，为能量产生单元(14)确定用于安装在飞机中的适当的位置，所述能量产生单元包括内燃机(34)和通过轴与所述内燃机耦合的发电机(30)。为推进力产生单元(12)与能量产生单元(14)的位置无关地同样确定一个位置，所述推进力产生单元包括电动机(24)和通过轴(22)与所述电动机耦合的螺旋桨(22)。推进力产生单元(12)和能量产生单元(14)在制造飞机(F)时则布置在分别为它们确定的位置上。发电机(30)接着借助于电传输装置(16)与电动机(24)耦合。
Description
技术领域
本发明涉及一种混合式飞机以及一种用于制造飞机的方法。所述飞机具有内燃机，借助所述内燃机能够产生驱动功率用于驱动飞机的螺旋桨。飞机特别是理解为发动机驱动的刚性机翼飞机。然而，飞机也理解为例如旋翼飞行器机(旋翼飞机、直升机)和动力滑翔机。
背景技术
在具有螺旋桨驱动的当今的飞机、例如轻型飞机中，内燃机、例如活塞式发动机或涡轮发动机刚性地通过轴或通过传动机构与螺旋桨耦合，以便驱动所述螺旋桨。由于在内燃机和螺旋桨之间有机械耦合，如此构造的飞机驱动装置集中地安装在飞机上、主要在机翼上或在机身顶端上。这些位置证明是有利的妥协，以便一方面关于螺旋桨位置而且另一方面关于内燃机的这样位置的结构标准相互协调。在此，内燃机相应地以大功率补偿随着这种协调带来的电流损耗。然而，这导致飞机的相应大的燃油消耗。
在印刷出版物DE 10 2011 103 572 A1中描述了一种能自起动的滑翔机，所述滑翔机具有可再次充电的直流电源和带至少两个电动机的电驱动装置以分别驱动一个螺旋桨。滑翔机也可以具有内燃机，所述内燃机具有与其耦合的发电机用于在飞行期间给直流电源充电。内燃机和发电机共同构成备用发电机。在飞行期间，电动机由可再次充电的直流电源供给能量。当未超出直流电源的工作电压的预定极限值时，必须减少相关的功率或者借助备用发电机再次给直流电源充电。
在印刷出版物US 2 462 201 A中描述了一种具有电驱动的螺旋桨和由涡轮机驱动的发电机的飞机。发电机和用于螺旋桨的电动机直接通过3相发电机总线耦合。接近飞机的重心地布置发电机和涡轮机。
在印刷出版物US 4 605 185 A中描述了一种具有电驱动的螺旋桨的飞机，所述螺旋桨从发电机得到所述螺旋桨的电能，所述飞机通过内燃机驱动。内燃机如此强大，以至于飞机能够以比通常更大的速度飞行。对于内燃机发生故障的情况，设置用于供电的蓄电池，所述蓄电池使得电动机能在紧急情况下工作。
在印刷出版物DE 10 2008 014 404 A1中描述了一种具有混合式驱动装置的飞行器，其中，燃料发动机驱动用于产生电流的发电机，并且所述电流给用作初级驱动装置的电动机和/或缓冲蓄电池供电，其中，也能够以来自缓冲蓄电池的电流给电动机供电。当燃料发动机发生故障时，由缓冲蓄电池给电动机供电，为此如此设计缓冲蓄电池供电，即始终确保飞行器可靠地着陆，其方式是，如此设计所述蓄电池，即实现15分钟的剩余飞行时间。
在印刷出版物WO 2011/144690 A1中描述了一种直升机，在直升机中利用电机驱动旋翼，其中，为此所需的电能通过马达发电机单元产生，此外，由发电机产生的电能输出到电存储器上，因此，如果马达发电机单元一个或多个内燃机发生故障时，由所述存储器中间储存的能量可以用于对电机的应急供电。中间储存的能量也可以用于服务电机所需的功率中的峰值。
在印刷出版物DE 195 25 267 C2中描述了一种驱动装置，所述驱动装置使用氢气作为能量源，所述氢气根据需求直接地或者通过锂、钠和其他基本元素以及水的反应产生，并且接着借助驱动单元、例如燃气涡轮机或柴油机或者借助具有发电机的热力发动机转换成驱动能量。
在印刷出版物WO 2011/144696 A1中描述了一种偏转翼飞机，在所述偏转翼飞机中，用于驱动所有螺旋桨所需的功率由共同的马达单元或涡轮机单元提供，接着功率通过电耦合器根据传播任务最佳地分布在螺旋桨上，所述螺旋桨由电动机驱动。
在印刷出版物US 1,511,448 A中描述了一种具有电驱动的螺旋桨的飞机，其中，电驱动马达从发电机得到所述电驱动马达的能量，所述发电机由发动机驱动。发动机可以布置在飞机的机头中，而具有电动机的螺旋桨可以安装在机翼上。
在印刷出版物US 4,554,989中描述了一种直升机，其旋翼被电驱动，其中，发电机产生用于驱动旋翼所需的电能。发电机由涡轮机驱动，所述涡轮机的竖排气道向上敞开。
在印刷出版物DE 10 2010 021 026 A1描述了一种用于飞行器的混合式驱动和能量系统。能量产生系统通过变换器将电能提供给直升机的主旋翼的第一电动机。能量产生系统可以包括例如汪克尔发动机(Wankelmotor)和发电机。在直升机的巡航中，当用于主旋翼的电动机的功率需要量不是如同在起动时那样大时，则能量产生系统的如此可支配的附加功率可以用于给蓄电池充电。
在印刷出版物US 2011/0089290 A1描述了一种具有喷气式发动机的飞机，所述喷气式发动机布置在机翼表面上，以便因此减少驱动机构的噪音发射到底板。
在印刷出版物DE 27 20 957 A1中描述一种动力滑翔机，所述动力滑翔机具有螺旋桨驱动装置，所述螺旋桨驱动装置被安装到不同的位置，以便因此实现了相应飞机的无缺点的空气动力学设计并且实现了飞机的重心位置。
在印刷出版物DE 32 45 011 A1中描述了一种具有可拆卸的辅助驱动装置的滑翔机。辅助驱动装置也可以是具有螺旋桨的利用蓄电池驱动的电动机。
发明内容
本发明的目的在于，在制造飞机中在不仅用于螺旋桨而且用于内燃机的特定适当位置中提出更多的结构上的自由度。
该目的通过根据权利要求1的飞机来实现。本发明的有利的改进方案通过从属权利要求的给出。
通过本发明实现了使飞行器驱动装置的各个部件合理地分布在飞机之中或之上。为此，内燃机不被提供作为用于螺旋桨的机械驱动装置，而是被提供作为能量产生单元的组成部分，所述能量产生单元除了包括内燃机以外还包括具有通过轴耦合的发电机。也就是说，利用内燃机首先产生电能。螺旋桨此时被提供作为推进力产生单元的组成部分，所述推进力产生单元除了螺旋桨之外还包括电动机，所述电动机通过轴与螺旋桨耦合。
为了实现驱动电动机，推进力产生单元和能量产生单元彼此电耦合。为此，发电机借助电传输单元与电动机连接。不同于用于机械耦合的轴，这个电传输单元包括柔性电缆，通过所述电缆可以将电功率从发电机传输到电动机上。因此，可以自由选择能量产生单元和推进力产生单元彼此的相对位置。这得出附加的结构上的自由度，所述自由度使得对于飞机的结构而言，与能量产生单元的位置无关地确定推进力产生单元的位置。本发明相应地提出，为了制造飞机为能量产生单元确定位置，可以将飞机中的能量产生单元布置在所述位置上。在此，与能量产生单元的位置无关地确定用于推进力产生单元的位置。在飞机中布置在分别为它们确定的位置上之后，发电机单元和推进力产生单元接着通过传输装置电耦合。
总之因此以有利的方式能够自由地选择驱动装置部件在飞机上的空间分布。
根据本发明的飞机相应地包括上述类型的推进力产生单元以及上述类型的能量产生单元。此外，根据本发明的飞机包括所述的电传动装置，所述传动装置构造用于将电能从能量产生单元传输至推进力产生单元。在根据本发明的飞机中，推进力产生单元和能量产生单元之间的间距至少是0.5m、特别是多于1.0m，优选地多于1.5m。因此可能的是，推进力产生单元安置在机身上的空气动力学有效的位置上或者在其机翼上，并且同时在机身中保护气流地并且根据其他的结构标准有利地布置能量产生单元。
此外，在一方面的推进力产生单元和在另一方面的能量产生单元的机械去耦具有的优点是，也实现了内燃机的非常经济地工作。为此，根据本发明的飞机设置，内燃机的最大可能的功率输出小于在飞机起动时所需的推进功率(MTOP-Maximum Take-off Power-最大起动功率)。换句话说，所述飞机可以具有与通常的飞机相比明显较小的内燃机，其中，螺旋桨直接通过内燃机驱动，从而所述内燃机也必须能够产生MTOP。
内燃机的最佳消耗的运行在内燃机功率输出方面处于飞机的特定巡航功率的100％至130％的范围内。巡航功率(MCP-Maximum ContinuousPower-能连续产生的最大功率)理解为这样一个功率值，即飞机为了产生推进力在启动阶段和着陆阶段之间的巡航期间必须能够产生所述功率值。MCP通常处于MTOP的30％和70％之间。在内燃机中最大效率下的运行通常输出几乎最大的输出功率。通过可以使最大输出功率此时小于MTOP，最大效率下的运行可以选择接近于MCP的功率。通过选择最大可能的输出功率在MCP的100％至130％之间的范围内、即大于100％，此外可能的是，另外在飞行期间还借助内燃机给蓄电池充电。这种电池接着可以用于提供用于产生MTOP所需的附加功率。
在此根据本发明的飞机设置，即提供至少一个另外的能量供应单元用于将附加的电能供应给推进力产生单元，其中，至少一个另外的能量供应单元包括蓄电池或燃料电池。至少一个另外的能量供应单元可以例如布置在飞机的机翼中。通过蓄电池或燃料电池在飞机起动时支持能量产生单元，以便提供所需的MTOP。因此，也不产生附加的噪声。
优选地，为推进力产生单元确定这样一个位置，通过所述位置在飞行运行中满足至少一个、优选地至少两个如下的条件。
第一个条件是，气流自由流入螺旋桨。当在飞机纵向方向上在螺旋桨之前不存在飞机的显著影响流向螺旋桨的气流的其他构件时，则产生自由的流入。
第二个条件是，由螺旋桨产生的气流自由地流出。自由的流出理解为，由推进力产生单元加速的、流出的空气不遇到飞机的显著地妨碍气流的构件。在当今的飞机中，气流通常遇到飞机机身(螺旋桨位于机头上)或者遇到机翼，这与自由流出的气流相比明显妨碍了上升力和推进力。
通过改进流入和/或流出得出有利的空气动力学特性，所述空气动力学特性例如实现了具有相对较短的机翼的飞机的构造，这再次降低了燃料消耗量。因此，相应地按照根据本发明的飞机的实施方式提出，推进力产生单元布置在飞机的机翼和飞机的尾翼之间。这种布置不仅满足了自由流入的条件而且满足了自由流出的条件。
第三个条件是，由推进力产生单元产生的驱动力在预定的范围内传递到飞机机身上。不同于根据现有技术的飞机，由螺旋桨和电动机组成的轻型构造的推进力产生单元可以安装在飞机机身上或机翼上的非常多的不同位置上，由此并不对飞机的静力学特性提出苛刻要求。因此，也可以更有利地选择用于将推进力传递在飞机机身中的推进产生装置的连接位置。与此相反地，在附加地还必须考虑内燃机重量的、根据现有技术的飞机中，强制使螺旋桨的位置与飞机的静力学特性相匹配。
类似于用于推进力产生单元的位置选择的情况，本发明优选地提出，为能量产生单元确定这样一个位置，所述位置满足用于飞行运行的如下条件中的至少一个、优选地至少两个。
第一个条件是，由能量产生单元输出的振动仅直至预定量地传递到飞机机身上。因为可以关于推进力产生单元完全自由地选择内燃机和发电机的取向，此时提供最多的自由度，以便例如通过选择能量产生单元的相应位置或者通过将能量产生单元支承在减震材料上避免将振动传递到飞机机身中。
为此，根据本发明的飞机的一个实施方式也提出，能量产生单元的轴的旋转轴线横向于飞机的特定飞行方向布置。因此，由内燃机主要横向于旋转轴线作用的振动力可以在至飞机机身的纵向方向上取向。飞机机身的纵向刚性通常大于横向刚性。出于这个原因则仅仅小部分的振动被传递到飞机机身上。
第二个条件是，由能量产生单元产生的噪声向所述飞机的上方发射出预定的部分、例如50％或70％。这个条件此时也可以更容易地满足，其方式是，在飞机机身中相应地选择能量产生单元的位置，或者甚至提供一个传声装置用于将由能量产生单元产生的声音向飞机的上方发射出去。这个传声装置例如可以包括一个用于向上方传声的通道。
根据第三个条件至少部分地平衡能量产生单元的重量和推进力产生单元的重量。在此，关于飞机的总重心实现所述平衡。根据本发明的飞机的一个实施方式相应地提出，飞机的总重心布置在能量产生单元的重心和推进力产生单元的重心之间。所述平衡具有的优点是，飞机可以具有较短的机翼。与此相反地，在现有技术中具有由螺旋桨和内燃机构成的飞机驱动装置在机头顶端中的紧凑构造的飞机中，这个驱动装置的重量布置在总重心的一侧上，并且因此通过相应延长的机身来平衡。
为了将由能量产生单元产生的电能传输至推进力产生单元，在根据本发明的飞机中提供电传输装置。利用所述电传输装置跨接所述的间距。在一个简单的实施方式中可以提出，由发电机产生的三相交流电直接传输到电动机并且驱动所述电动机。在这种情况中，电动机的转速与发电机的转速有关。
然而优选地提出，传输装置包括中间电路，发电机通过整流器与中间电路耦合。在此，中间电路理解为由导电元件、例如电缆和/或汇流排构成的布置，通过所述布置传输整流的电压。中间电路的优点在于，电动机的转速和发电机的转速彼此不相关。
在此，用于驱动电动机的变流器优选地布置在飞机机身中，也就是说，不直接布置在电动机上。这改进了飞机的空气动力学特性。如果与此相反地存在需要用于变流器的冷却功率，那么符合目的要求地将所述变流器布置在飞机机身外部。变流器也可以有利地集成在电动机中。
将飞机驱动装置隔开成在一侧的推进力产生单元和在另一侧的能量产生单元得出的优点是，利用一个且同一个能量产生单元也可以驱动一个另外的推进力产生单元。根据本发明的飞机的一个实施方式相应地提出，提供至少一个另外的推进力产生单元，所述推进力产生单元同样通过传输装置与能量产生单元电耦合。也就是说，不同于通常的飞机地在飞机的这个实施方式中提供仅仅一个内燃机。这简化了找出用于能量产生单元的位置，在所述位置上尽可能少地将振动传递到飞机机身上和/或尽可能少地向下发射声音。借助这一个能量产生单元可以接着无问题地驱动多个根据空气动力学的重心最佳地布置在飞机之中/之上的推进力产生单元。由于电动机通常构造得小，尤其也可能的是，驱动多个小螺旋桨并且为所述螺旋桨获得相应有利的位置。例如可以设置4个或甚至8个螺旋桨，所述螺旋桨产生推进力，接着所述推进力与仅仅来自两个螺旋桨的推进相比可以非常均匀地分布。
在实现根据本发明的飞机中关于螺旋桨的选择是非常灵活的。螺旋桨可以例如是自由运转的螺旋桨或函道螺旋桨。自由运转的螺旋桨理解如下，即与函道螺旋桨的叶片端相反，螺旋桨的叶片端不由螺旋桨的另一个构件包围。
在用于推进力产生单元的电动机的选择中也是非常自由的。原则上可以使用每种类型的电机、即异步电机、同步电机、直流电动机。永磁激励的同步电机表明是特别适合的。
根据本发明的飞机的一个实施方式，推进力产生单元也具有传动机构，电动机通过所述传动机构与螺旋桨耦合。因此，可以使用相对缓慢地旋转的螺旋桨，然而选择有利于电动机的构造型式的转速。同样在能量产生单元中可以使内燃机通过传动机构与发电机耦合。
附图说明
下面再次详细地根据具体的实施例说明本发明。为此示出：
图1是根据本发明的飞机的一个优选实施方式的飞机驱动装置的示意图，和
图2是根据本发明的飞机的一个实施方式的示意图。
在下述的实例中，飞机的所述部件分别是本发明的单独的彼此不相关地研究的特征，所述特征也分别彼此不相关地改进本发明并且也因此以不同于所示的组合地视作本发明的组成部分。此外，所述的实施方式也能够通过本发明的其他的已述的特征来补充。
具体实施方式
在图1中示出飞机驱动装置10，所述飞机驱动装置具有推进力产生单元12、能量产生单元14、分配功率的是电传输装置16的电子设备和蓄电池装置18。传输装置16可以包括直流电压中间电路以及整流器和逆变器用于利用直流电压中间电路转换电能。飞机驱动装置10可以例如构造在轻型飞机中。推进力产生单元12具有螺旋桨20，螺旋桨通过轴22与电动机24耦合。电动机24使轴22旋转并且因此旋转地驱动螺旋桨20。电动机24附加地可以通过传动机构与螺旋桨20耦合。
在此由电动机24产生的转速和扭矩由变流器26以本身已知的方式设定。通过变流器26在多相电缆28中以可变的频率设定三相电流。为此，变流器26接收(未示出的)控制设备的控制信号。
变流器将直流电压转换成在电缆28中的交流电压，所述直流电压分接传输装置16的中间电路的(未示出的)电导线。传输装置16的中间电路的直流电压是整流的电压，所述直流电压由能量产生单元14产生。为此，能量产生单元14具有发电机30，所述发电机通过整流器32与传输装置16的中间电路耦合。发电机30由内燃机34、例如汪克尔发动机、活塞往复式发动机或涡轮机驱动。
蓄电池装置18是用于电动机24的另一个能量源。蓄电池装置18可以包括一个或多个蓄电池，所述蓄电池分别具有一个或多个蓄电池单池。由蓄电池装置18产生的直流电压在需求下同样通过电缆36输入到传输装置16的中间电路中。这也可以通过用于使蓄电池电压与中间电路电压相匹配的DC/DC变流器(DC直流电)来实现。通过(未示出的)相应的控制装置在飞机驱动装置10中也可以借助能量产生单元14再次给蓄电池装置18充电。替代蓄电池装置18或除此以外也可以提供例如燃料电池系统。
飞机驱动装置10也可以具有如同推进力产生单元12的另外的推进力产生单元，所述另外的推进力产生单元同样可以与传输装置16的中间电路连接。在飞机驱动装置10中也可以提供如同能量产生单元14的一个或多个另外的能量产生单元，所述另外的能量产生单元同样与传输装置16的中间电路连接。
在飞机驱动装置10中，其部件、特别是在一方面的推进力产生单元12和也可能另一个推进力产生单元或其他的推进力产生单元以及在另一方面的能量产生单元14和可能另一个推进力产生单元或其他的推进力产生单元非集中地布置在飞机的一个区域中、例如在机头顶端中或在机翼上。换而言之，飞机驱动装置10如下详细所述地分散地布置在飞机中。
将飞机驱动装置10的驱动部件在预定的飞机类型中具体地布置在哪里，可以根据适当的模拟和计算来确定飞机的设计和结构。各个驱动部件的分布可以例如如同根据图2所述地示出。在图2中示出还构造在飞机F中的飞机驱动装置10。
能量产生单元14可以布置在飞机机身14的顶端38中。在此，曲轴或曲轴的旋转轴线不必沿着飞行方向42取向。蓄电池装置18可以例如包括两个子电池，所述子电池可以分别布置在飞机F的机翼44中。能量产生单元14的整流器32可以布置在飞机机身40中。用于整流器26和整流器32的控制设备可以布置在机尾46中(在图2中未示出)。推进力产生单元12可以固定在机翼44和尾翼48之间的飞机机身40上。
当内燃机34如此布置在飞机F中，即其声音发射向上(方向50)转向并且因此减小了飞机F飞过的地面上的噪音干扰时，得出了驱动部件的分布的另一个优点。
在图2中所示的实例中，推进力产生单元12和能量产生单元14之间的间距A是多于0.5m、特别是多于1.5m。飞机F的总重心S可以位于推进力产生单元12的质量重心和能量产生单元14的质量重心之间，以便使飞机平衡，所述总重心总体描述了飞机F的所有部件的质量重心。
通过各个驱动部件(内燃机34、发电机30、蓄电池装置18的蓄电池、传输装置16的(具有功率电子装置的)控制和调节系统、电动机24和可能在电动机和螺旋桨20之间的传动机构)的分布可以实现多个提高效率的效果。
1.飞机的平衡是更容易的，因为推进力产生单元12和能量产生单元16可以布置在飞机总重心的相对侧上。这在各个飞机部分(顶端、机身、机尾、机翼、尾翼)的布置和比例方面给出了更多的自由度。其方式是，例如不必将内燃机24和螺旋桨20共同布置在机头中的飞机机身的顶端中，也不必将机尾相应长地构造为相对重体，以便平衡这个机头负荷。较短的飞机则也可以具有较短的机翼，从而总体上由于小空气阻力实现改善上升力和推进力。根据本发明的一个特别的实施方式也提出作为单机翼飞机的构想，其中，则同样可以使所述驱动部件比在具有内燃机和螺旋桨的机械耦合的飞机驱动装置的情况下更简单地分布。
2.实现了将推进力产生装置(螺旋桨20和可能的其他螺旋桨)布置在飞机的区域中，所述区域尽可能少地干扰飞机的整个系统的空气动力学特性。因此，机翼上的螺旋桨例如干扰机翼的产生上升力的气流，并且因此减小了期望的上升力。螺旋桨通常布置在机翼上，因为这构成静力学上有利的用于承载内燃机的位置。在根据本发明的飞机中取消了这个边界条件，因为内燃机34能够以与螺旋桨20较大的间距A布置在飞机F中。推进力产生单元12与由内燃机和螺旋桨构成的组合装置相比可以结构上更简单地安装在飞机上。因此，推进力产生单元12能够以例如1.5m或2m的间距例如布置在机顶上的杆上或者布置在机翼和尾翼之间。由此，相对于通常的飞机可以实现上升力的改善。
3.推进力的改善可以通过将推进力产生装置布置在飞机的这样的区域中实现，在所述区域中可以不干扰空气的流入和流出。当通常的形状作为飞机机身的基本形状以具有布置在中间的刚性机翼和机尾尾翼的圆柱状的飞机机身为基础(对比图2)时，这同样是在杆上的或者例如在机翼之后和尾翼之前的机身上的已述的位置。这种布置实现了通过减小的气流阻力改善推进力。
总之，通过这个实例示出，例如通过驱动部件的空间分配以有利的方式可以改善飞机的上升力和推进力，并且因此可以更迅速和/或在燃料消耗方面更有效率。此外，通过所述分配可以由内燃机在飞机中的自由的取向减小地面上的噪音干扰。
Claims (10)
1.一种飞机(F)，具有：
-推进力产生单元(12)，所述推进力产生单元包括电动机(24)和通过轴(22)与所述电动机耦合的螺旋桨(20)，
-能量产生单元(14)，所述能量产生单元包括内燃机(34)和通过轴与所述内燃机耦合的发电机(30)，和
-电的传输装置(16)，所述传输装置构造用于将电能从所述能量产生单元(14)传输给所述推进力产生单元(12)，其中，在所述推进力产生单元(12)和所述能量产生单元(14)之间的间距(A)至少是0.5m，
其特征在于，
-所述内燃机(34)的最大可能的功率输出小于在所述飞机(F)起动时所需的推进功率，并且
-所述内燃机(34)的消耗最佳化运行在所述内燃机(34)输出功率时处于所述飞机(F)的特定巡航功率的100％至130％的范围内，并且
-提供至少一个另外的能量供应单元(18)用于将附加的电能供应给所述推进力产生单元(12)，其中，所述至少一个另外的能量供应单元(18)包括蓄电池或燃料电池，并且所述飞机设计用于在所述飞机(F)起动时支持所述能量产生单元(14)，以便提供在起动时所需的所述推进功率。
2.根据权利要求1所述的飞机(F)，其特征在于，所述飞机(F)的总重心(S)布置在所述能量产生单元(14)的重心和所述推进力产生单元(12)的重心之间。
3.根据权利要求1或2所述的飞机(F)，其特征在于，所述传输装置(16)包括中间电路，所述发电机(30)通过整流器(32)与所述中间电路耦合。
4.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，用于驱动所述电动机(24)的变流器(26)布置在飞机机身(40)中。
5.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，所述推进力产生单元(12)布置在机翼(44)和尾翼(48)之间。
6.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，设置有传声装置用于将由所述能量产生单元(14)产生的声音向所述飞机(F)的上方(50)发射出去。
7.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，所述能量产生单元(14)的所述轴的旋转轴线横向于所述飞机(F)的特定飞行方向(42)布置。
8.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，设置另一个推进力产生单元，所述另一个推进力产生单元同样通过所述传输装置(16)与所述能量产生单元(14)电耦合。
9.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，所述螺旋桨(20)是自由运转的螺旋桨或函道螺旋桨。
10.根据前述权利要求中任一项所述的飞机(F)，其特征在于，在所述推进力产生单元(12)中，所述电动机通过传动机构与所述螺旋桨(20)耦合，和/或在所述能量产生单元(14)中，所述内燃机(34)通过传动机构与所述发电机(30)耦合。
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