带有电力推进装置的飞行器的制造方法

带有电力推进装置的飞行器的制造方法
【专利摘要】一种带有电力推进装置(20)的飞行器，所述飞行器包括机身、附接在机身上的机翼(12)、和附接在机身的后部分(16)上的尾翼(13)。电力推进装置(20)被安置在机身的每一侧上，电能发生器(22)与储电和供电装置(23)被大致沿机身的纵向对称轴线安置。飞行器还集成有混合动力装置。
【专利说明】带有电力推进装置的飞行器

【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种用于运送有效载荷的飞行器，例如或用于运送乘客或用于运送货 物的民用飞行器。

【背景技术】
[0002] 以传统的方式，飞行器具有机身，驾驶舱位于机身的前面。
[0003] 机身在驾驶舱之后具有用于运送有效载荷的中央部分。通常，用于容纳乘客的客 舱在机身的中央部分中，中央部分可选地具有用于运送货物的货舱。还可设置该中央部分 以只用于容纳货物。
[0004] 其位置和形状取决于飞行器设计的机翼被附接于机身。
[0005] 另外，尾翼被附接于机身的后部分。该尾翼通常被附接于方向舵。
[0006] 机身的后部分通常专用于容置技术舱。
[0007] 飞行器通常还具有发动机，例如被固定在飞行器机翼之下的两个发动机。
[0008] 这些发动机构成飞行器推进装置，通常为内燃机，供给内燃机以存储在飞行器的 储存罐中的燃料。


【发明内容】

[0009] 本发明的目的在于提供一种飞行器，其能够减少燃料消耗和源自燃烧的二氧化碳 以及其它污染物的排放。
[0010] 为此，本发明提供一种飞行器，飞行器包括机身、附接在机身上的机翼、和附接在 机身的后部分上的尾翼。
[0011] 根据本发明，飞行器包括被安置在机身的每一侧上的电力推进装置、电能发生器 以及储电和供电装置，电能发生器与储电和供电装置被基本沿机身的纵向对称轴线安置。
[0012] 因此，飞行器集成有与电力推进装置和电能发生器相结合的混合动力装置，通常 由如燃气涡轮即燃烧涡轮的消耗燃料的热力发动机形成混合动力装置。
[0013] 在飞行器中集成混合动力装置，能够减少飞行器的燃料消耗，因此减少传统燃烧 导致的二氧化碳和其它污染物的排放。
[0014] 电能发生器以及储电和供电装置被沿机身的纵向对称轴线安置，且电力推进装置 分布在机身的每一侧上，允许得到飞行器中重量的良好分布与飞行器推进系统的平衡分 配。
[0015] 根据一种实施方式，电力推进装置具有分别在机身的每一侧安置在机翼上的至少 两个鼓风电动机。
[0016] 机翼的翼根的前缘优选地被安置在机身的后面，在与机身的前端相距一段距离 处，该距离大致为机身长度的60%至70%之间。
[0017] 在一种有利的实施方式中，尾翼包括通过安定面在每一侧延长的翼型部，电能发 生器被集成在机身的后部分中。
[0018] 有利地，机身在上表面上具有向电能发生器导气的空气引导部。
[0019] 在一有利的实施方式中，飞行器具有在所述电力推进装置的上方、从机身上表面 起延伸的整流罩，所述电力推进装置被容置在整流罩、机身和机翼之间。
[0020] 事实上，整流罩具有中央部段，所述中央部段在被安置于机翼上的所述电力推进 装置的上方、从所述机身的上表面起延伸，所述整流罩的中央部段分别在机身的每一侧具 有侧缘，侧缘基本坚直且被固联于机翼。
[0021] 有利地，整流罩包括朝机身的后端方向延伸的后部段，所述整流罩的后部段的宽 度自整流罩的中央部段直到机身的后端减小。
[0022] 在一种实施方式中，电能发生器与排气管相配合，所述排气管的内表面具有废气 处理工作表面。
[0023] 排气管有利地具有自电能发生器的气体出口朝向机身后端变宽的形状。
[0024] 在一种实施方式中，飞行器在机身的每一侧另外包括突出于机身的接合面，接合 面在所述尾翼与所述机翼的翼根的后缘之间延伸。
[0025] 接合面有利地基本在与机翼相同的平面中延伸。
[0026] 在一种实施方式中，所述储电和供电装置被安置在飞行器的重心附近，其中飞行 器装配有电力推进装置和电能发生器。
[0027] 在一种实施方式中，所述储电和供电装置与机身的内部形状相匹配。
[0028] 事实上，飞行器包括在机身的每一侧对称安置在机翼上的多个鼓风电动机。
[0029] 在一种实施方式中，机身包括的前部分具有沿俯仰轴测定的宽度、沿偏航轴测定 的高度，所述宽度和高度自机身的前端起沿飞行器的纵向方向增大。
[0030] 在一种实施方式中，机身包括后部分和用于运送有效载荷的中央部分，在后部分 中安置有电能发生器，机身的宽度从中央部分和后部分直至机身的后端减小。
[0031] 事实上，储电和供电装置向电力推进装置供应电能。

【专利附图】

【附图说明】
[0032] 本发明的其它特征和优点还将在以下描述中体现出来。
[0033] 在以非限制性示例的方式给出的附图中：
[0034] 图1为根据本发明的一种实施方式的飞行器的前侧透视图；
[0035] 图2为图1的飞行器的后侧透视图；
[0036] 图3为图1的飞行器的正面透视图；
[0037] 图4为图3中的细节A的放大示图；
[0038] 图5为图1的飞行器的局部示意图，示出推进系统的组成件的安置；和
[0039] 图6为示出图1的飞行器的推进系统的联接的示图。

【具体实施方式】
[0040] 在接下来的整个描述中，术语"前面"和"后面"参照飞行器及飞行器的飞行移动 方向。
[0041] 下和上的相对位置的概念参照例如在飞行器巡航飞行时或飞行器在地面时定位 的。
[0042] 而且，定义沿又被称为纵向轴线X的横滚轴测取的飞行器的长度，定义沿俯仰轴Y 测取的飞行器的宽度，定义沿飞行器的偏航轴Z测取的飞行器的高度。
[0043] 以非限制性示例的方式，以下描述的飞行器为用于运送乘客的跨音速飞行器，例 如其在一些内部布置构型中允许运送至少一百名乘客。
[0044] 但是，本发明不限于这种飞行器，本发明还可涉及被最常称为"货机"的飞行器。
[0045] 如在附图中清楚所示的，飞行器10具有机身11和附接于机身11的机翼12。机翼 12具有在机身11的两侧对称延伸的两个侧翼。
[0046] 尾翼13被附接于机身11。
[0047] 在该实施方式中，尾翼13具有通过安定面13b在每一侧延长的翼型部13a。
[0048] 更具体地，翼型部13a于此处在机身11的两侧延伸，具有朝上稍微弯曲的形状，该 弯曲的形状通过安定面13b在每一侧延长。
[0049] 根据尾翼13的实施方式，安定面13b自翼型部13a朝上倾斜，甚至基本坚直。
[0050] 大尺寸的安定面13b能够使制成无中部垂直安定面的飞行器，同时与横滚轴和俯 仰轴结合。
[0051] 因此，尾翼13总体上呈U形的形状，由从飞行器10向高处延伸的安定面13b和翼 型部13a构成。
[0052] 如图5中清楚所不，机身11具有前部分14、中央部分15和后部分16。
[0053] 机身11的前部分14于此处用于容置驾驶舱，驾驶舱的内部有操控台。
[0054] 操控台尤其具有用于操控飞行器的所有操控元件：控制屏、通信装置等。
[0055] 当然，驾驶舱可被安置在除机身的前部分14中外的其它部位。机身的前部分14 则可用于运送有效载荷。
[0056] 机身11的中央部分15用于运送有效载荷。
[0057] 在示出的实施方式中，有效载荷主要由乘客组成。
[0058] 为此，在机身11的中央部分15上设置有舷窗17和一个或多个通道门18。
[0059] 用于容置乘客行李和可选地其它商品的货舱，被安置在机身的中央部分15中，且 在用于容置乘客的客舱之下。
[0060] 这种配置在飞行器中是完全传统型的，不需要在此处详细描述。
[0061] 在该实施方式中，机身11的前部分14具有沿俯仰轴Y测定的宽度和沿偏航轴Z 测定的高度，宽度和高度自机身11的前端Ilb起沿飞行器10的纵向方向X增大。
[0062] 因此，前部分14具有的宽度和高度沿自飞行器10的机头IOb起的纵向方向X递 增。
[0063] 宽度和高度自飞行器10的机头IOb起以连续的方式递增。
[0064] 前部分14因此具有总体呈尖拱形的初始形状。
[0065] 更具体地，在机身11的前部分14中，尤其在驾驶舱玻璃窗19处没有任何断点。 [0066] 因此，前部分14具有的形廓确保更良好的空气中穿行性和优化飞行器的空气动 力性能。该机身11的前部分14因此可有助于总升力的一部分。
[0067] 当然，机身11的前部分的特殊形状完全不是限制性的，所描述的本发明实施方式 的其它特征可被应用在具有不同形状的机身前部分的飞行器中。
[0068] 另外，机身11的宽度从机身的前部分14直到机身11的后端Ila减小。
[0069] 因此，机身11的中央部分15和后部分16具有的宽度直到机身11的后端Ila以 连续的方式递减。
[0070] 另外，在机身11的中央部分15中，沿偏航轴Z测定的高度基本上保持恒定。机身 11的中央部分15具有沿飞行器10的纵向方向X的较大长度，因而形成较大的乘客区域以 及就客舱的配置来说提供了多种可能性。
[0071] 反之，后部分16具有的沿偏航轴Z测定的高度，则从中央部分15直到机身11的 后端Ila减小。
[0072] 因此，后部分16具有的宽度和高度则直到机身11的后端Ila以连续的方式递减。
[0073] 当然，机身的中央部分和后部分的具体形状完全是非限制性的，所描述的本发明 实施方式的其它特征可被应用在具有不同形状的机身中央部分和/或后部分的飞行器中。
[0074] 如图中清楚所示的，在所描述的实施方式中，机身的后部分16用于至少部分地集 成有现在要描述的飞行器10的推进系统。
[0075] 根据其原理，飞行器10的推进系统为结合电力推进装置20、电能发生器22以及储 电和供电装置23的混合动力装置。
[0076] 优选地，由燃料型的液态或气态能量源供给电能发生器22。
[0077] 以非限制性示例的方式，电能发生器为燃气涡轮，燃气涡轮使用飞行器10中机载 的碳氢燃料、通常为存储于飞行器10的存储罐中的煤油作为燃料。
[0078] 电能发生器22仅被专用于发电，不产生飞行器推进系统中的有用的推力。
[0079] 电能发生器22适于供应所述储电和供电装置23。
[0080] 储电和供电装置23例如由电池构成，电池适于存储由电能发生器22生成的电能。
[0081] 使用电池用以向电力推进装置20供应电流。
[0082] 优选地，在电能发生器22发生故障的情况下，电池还应该保证向电力推进装置20 供应足够电力。
[0083] 如附图中清楚所示的，电力推进装置20被安置在机身11的每一侧上。
[0084] 在该实施例中，电力推进装置20包括被安置在机身11的每一侧上的鼓风电动机 21。
[0085] 尤其如图3和4中清楚所示的，电力推进装置20包括被对称安置在机身11的每 一侧上的多个鼓风电动机21。
[0086] 在该实施方式中，三个鼓风电动机21被安置在机身11的每一侧上。
[0087] 当然，鼓风电动机21的数量没有任何的限制。
[0088] 具体地，电力推进装置可包括在机身11的每一侧各安置的一个或两个鼓风电动 机、甚至数量大于三个的鼓风电动机。
[0089] 使用在机身11的每一侧的多个鼓风电动机21而非单独一个，允许采用一些小尺 寸的鼓风电动机，因此有利于将它们整合于飞行器的整个结构。
[0090] 多个小尺寸鼓风电动机的使用还能够降低由推进系统发出的噪音。
[0091] 在以非限制性的方式所示的实施方式中，电力推进装置20被安置在飞行器的机 翼12上。
[0092] 因此，如图5中清楚所示的，鼓风电动机21被分别在机身11的每一侧安置于机翼 12的各个侧翼上。
[0093] 另外，电能发生器22与储电和供电装置23被基本沿机身11的纵向对称轴线X安 置。
[0094] 电能发生器22另外被集成在机身11的后部分16中。
[0095] 储电和供电装置23被安置在装配有电力推进装置20和电能发生器22的飞行器 10的重心附近。
[0096] 储电和供电装置23、电能发生器22和电力推进装置20的定位允许得到飞行器推 进系统的组成件的平衡分配。
[0097] 例如，在尤其如图5中所示的实施方式中，储电和供电装置23被安置在机身11的 后部分16中，在机翼12的翼根处，且在飞行器10的主起落架（未示出）和电力推进装置 20之前。
[0098] 因此保证了良好的重量分布以平衡飞行器。
[0099] 优选地，储电和供电装置23被安置在机身11的内部，在形成客舱的中央部分15 的后面，储电和供电装置所具有的形状与机身11的内部形状相匹配。
[0100] 因此，储电和供电装置23还保证了飞行器10的结构性功能。
[0101] 因此会注意到，储电和供电装置23保证双重功能：基于由电能发生器22提供的电 能的电存储和电供应功能；以及飞行器上的负载分布功能，尤其能使飞行器上的推进系统 的不同组成件的平衡分配。
[0102] 另外，在该实施方式中，电能发生器22被集成在机身11的后部分16中。
[0103] 被附接在机身11的后部分16上的尾翼13的U形形状，特别适合于电能发生器22 在机身11的后部分16中的安置。
[0104] 除了飞行器负载的良好分布外，推进系统的不同组成件的相对安置旨在便于电联 接电能发生器22、储电和供电装置23和电力推进装置20。
[0105] 具体地，将电能发生器22、储电和供电装置23与电力推进装置20彼此靠近布置， 来限制必要接线的长度。
[0106] 另外，在该实施方式中，此处用于支撑电力推进装置20的机翼12被安置在机身11 的后部分16处。
[0107] 根据非限制性的一个实施例，机翼12的翼根的前缘12a被安置在机身11的后面， 在与机身11的前端Ilb相距一段距离处，该距离基本上在机身11的长度的60%至70%之 间。
[0108] 非限制性地，在机身11的宽度由前部分14直到机身11的后端Ila减小的所述实 施方式中，机翼12在机身11的后部分16中的附接允许将机翼12附接到较窄的机身段，因 此能够遵守面积定律提供更长的机翼12。
[0109] 另外，此处以非限制性示例的方式，机翼12在各个侧翼的端部具有坚直的端部翼 片 12b。
[0110] 此外，在附图中所示的实施方式中，机翼12相对于机身11在较低处安置。
[0111] 尤其如图3和4中清楚所示的，在允许集成混合动力系统的该实施方式中，飞行器 10具有自机身11的上表面且在电力推进装置20的上方延伸的整流罩30。
[0112] 因此，鼓风电动机21于此处被包围在唯一的和相同的整流罩30中。
[0113] 整流罩30在电力推进装置20的上方并且直到机身11的后端11a，在机身11的两 侧朝向飞行器外部延长机身11的上表面。
[0114] 因此，电力推进装置20完全被整流罩30、机身11和机翼12环绕。
[0115] 更确切地，整流罩30于此处具有中央部段31，中央部段31自机身11的上表面且 在被安置于机翼12上的电力推进装置20的上方延伸。
[0116] 具体地，整流罩30的中央部段31在机身11的每一侧分别具有侧缘32,侧缘32基 本坚直且固联于机翼12。
[0117] 因此，整流罩30的宽度自机身11起增大，以使整流罩30的中央部段31在机身11 的每一侧、且在鼓风电动机21的前端的上方延长，鼓风电动机被放置在机翼12最外面。
[0118] 整流罩30的中央部段31则在鼓风电动机21的上方宽度保持恒定。整流罩30的 宽度继而自鼓风电动机21的后端直到机身11的后端Ila减小。
[0119] 由于侧缘32被固联于机翼12,因而整流罩30与机翼12接合，包围整个电力推进 装置20,此处即被安置在机身11的每一侧上的所有鼓风电动机21。
[0120] 整流罩30还包括后部段33,后部段33延伸直到机身11的后端11a，整流罩30的 后部段33的宽度自整流罩30的中央部段31直到机身11的后端Ila减小。
[0121] 因此，整流罩30的后部段33在尾翼13处宽度减小，更确切地，直到在飞行器10 的尾部处宽度减小，其中在尾部处，该后部段与机身11的后端Ila重合。
[0122] 因此，如图2中清楚所示的，在该实施方式中，整流罩30在俯视图中基本为十字形 的形状。
[0123] 如图2和3中清楚所示的，机身11在上表面上具有向电能发生器22导气的空气 引导部34。
[0124] 以非限制性示例的方式，该空气引导部34具有漏斗形状，构成低平的空气入口， 接下来也被称为勺形部34。
[0125] 以非限制性示例的方式，空气入口可具有NACA翼型凹口，其能够最大化在电能发 生器20上游的压缩及对勺形部34进行补充。勺形部构成带有引导空气直到电能发生器22 的空气引导面的动态空气入口。
[0126] NACA翼型空气入口的运行原理是由于在凹口的侧部上生成两股旋润，产生朝向机 身11内部的负压，以朝电能发生器22的方向吸气。
[0127] 当然，NACA型进气口仅为机身中的空气入口的一种实施例，对勺形部34类型的动 态空气入口的效率起辅助作用。
[0128] 更通常地，飞行器10包括靠近机身11的一个或多个空气入口，以吸收自飞行器10 的机头IOa扩散的空气边界层及因此降低飞行器的压差阻力。
[0129] 空气引导部34能够保证对通常由燃气涡轮构成的电能发生器22的空气供应。
[0130] 如图5中所示的，基本沿一条倾斜轴线安置电能发生器22,倾斜轴线与纵向轴线X 在飞行器10的纵向垂直平面中形成角度。
[0131] 该电能发生器22的这种倾斜安置能够通过最小化更明显曲度会造成的压力损 耗，改善入口进气。
[0132] 以举例的方式，在该实施方式中，电能发生器22与排气管40相配合。
[0133] 可以在电能发生器22的放出废气的后端和机身11的后端Ila之间设置较大的距 离。
[0134] 通常，可设置大约四米的长度。
[0135] 排气管40因此可具有较长的长度，以形成大尺寸的气体排放容积。
[0136] 排气管40可具有自电能发生器22的气体出口直到机身11的后端Ila变宽的形 状。
[0137] 具体地，排气管40的内表面可具有处理废气的工作表面，以减少排放污染物到大 气中。
[0138] 排气管40的工作表面与废气相互作用以对废气进行处理。
[0139] 以举例的方式，该工作表面可通过催化沉积实现，该催化沉积类似于在机动车辆 的排气消音器中所使用的催化沉积。
[0140] 这种工作表面适于直接处理从电能发生器22输出的废气，尤其是来自涡轮燃烧 的气体。
[0141] 排气管40于此处具有被压扁的锥形形状，自电能发生器22起将废气引导直到机 身11的具有排气孔的后端11a。
[0142] 另外，气体输出段应另外考虑到从电能发生器22输出的加热空气的膨胀。
[0143] 此外，在与机身11的后部分16相结合的该实施方式中，机身11的结构具有降低 飞行器10的正面阻力的优点，其中机身11的后部分16的宽度和高度朝机身11的后端Ila 的方向递减。
[0144] 排气管40的锥形形状的目的还在于将废气流导向机身11的出口。
[0145] 将注意到，通过使用唯一的涡轮而大大方便了来自飞行器10的废气的处理，这种 处理允许在飞行器10中局部安置颗粒过滤器。
[0146] 唯一涡轮的使用还能够降低推进系统的噪音。排气管40的表面还可被装配有声 波处理表面，因此可限制声波发射。
[0147] 在所示的实施方式中，飞行器10另外在机身11的每一侧都包括突出于机身11的 接合面50。
[0148] 通过接合面50联接尾翼13和机翼12。
[0149] 尤其如图2中清楚所示的，该接合面50在尾翼13和机翼12的翼根处的后缘12c 之间延伸。更具体地，接合面50在翼型部13a处被联接到尾翼13。
[0150] 在一有利的实施方式中，接合面50基本在与机翼12相同的平面中延伸，因此形成 从机翼12直到尾翼13的延展部。
[0151] 在接合面结合于宽度自前部分14直到机身11后端Ila减小的机身11时，接合面 50的存在是特别有利的。
[0152] 机身11的其直径比前部分14小的后部分16因此由该接合面50支撑。
[0153] 此外，通过与前面所描述的整流罩30相结合，在整流罩30和接合面50之间形成 通道51。更具体地，通道51于此处被形成于整流罩30的后部段33、U形尾翼13和接合面 50之间。
[0154] 通道51适于将空气流引导直到飞行器10的后端，来自电能发生器22的废气于飞 行器10的后端处排出。
[0155] 所有这些结构因此构成围绕飞行器机身11的新的举升和包围表面，而能够向飞 行器提供提高升力及降低飞行器正面阻力的空气动力学设计。
[0156] 此外，机翼12、接合面50和U形尾翼13形成能够容纳噪声锥（C0ne de bruit) 的屏蔽表面。
[0157] 该配置因此能够在飞机10飞越的区域中最小化导向地面的声音危害及限制向地 面的声音发射。
[0158] 而且，在所描述的实施方式中，电力推进装置20被安置在机身11的后部分16处， 而不在中央部分15中的乘客的高度上。因此限制了飞行器10的客舱内部的噪音和声音污 染。
[0159] 另外，机身11的后部分16通常为仅用于技术舱的死空间。
[0160] 反之，在前面所描述的实施例中，机身的后部分16用于容置飞行器10的推进系 统。
[0161] 在图6中示意性示出的推进系统使用混合动力装置，以使其可被集成在根据前面 的实施方式描述的飞行器中。
[0162] 在该例子中，电能发生器为涡轮22,涡轮利用燃烧燃料，产生为此处由电池23构 成的储电和供电装置充电的电力。
[0163] 电池23于是直接与电力推进装置20相联接，电力推进装置20此处由六个鼓风电 动机21组成，则在机身11的每一侧上分别布置一半数量的所述鼓风电动机21。
[0164] 出于涡轮旨在产生电力的唯一操作点，推进系统中的仅产生电能的涡轮22与生 成飞行器10移动所需推力的电力推进装置20之间的分离，能够减小和优化涡轮22的尺 寸。
[0165] 因此，涡轮22提供为电池23充电的所需要的电能，尤其是在飞行器10的巡航模 式的期间。
[0166] 具体地，在飞行器10起飞和爬升时，借助于被存储在电池23中的电能，将获得所 需的额外推力。
[0167] 另外注意到，在涡轮22出现故障的情况下，电池23可以是有用的。
[0168] 当然，本发明不限于前面所描述的实施例。
[0169] 因此，飞行器的推进系统的不同构件的安置不是任何限制性的，可单独或彼此组 合地实施前面所描述的定位例子。
【权利要求】
1. 一种飞行器，所述飞行器包括机身（11)、附接于所述机身（11)的机翼（12)、和附接 于所述机身（11)的后部分（16)的尾翼（13)，其特征在于，所述飞行器包括电力推进装置 (20)、电能发生器（22)以及储电和供电装置（23)，其中所述电力推进装置被安置在所述机 身（11)的每一侧上，所述电能发生器（22)与所述储电和供电装置（23)被大致沿机身（11) 的纵向对称轴线（X)安置。
2. 根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述电力推进装置（20)具有分别在机 身（11)的每一侧安置在机翼（12)上的至少两个鼓风电动机（21)。
3. 根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述机翼（12)的翼根的前缘（12a) 被安置在机身（11)的后面，在与机身（11)的前端（11b)相距一段距离处，所述距离大致为 所述机身（11)的长度的60%至70%之间。
4. 根据权利要求1到3中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼（13)包括由安 定面（13b)在每一侧延长的翼型部（13a)，电能发生器（22)集成在机身（11)的后部分（16) 中。
5. 根据权利要求1到4中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述机身（11)在机身的 上表面上具有向所述电能发生器（22)导气的空气引导部（34)。
6. 根据权利要求1到5中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器具有整流罩 (30)，所述整流罩在所述电力推进装置（20)的上方从所述机身（11)的上表面起延伸，所述 电力推进装置（20)被容置在所述整流罩（30)、机身（11)和机翼（12)之间。
7. 根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，整流罩（30)具有中央部段（31)，所述 中央部段在被安置于机翼（12)上的所述电力推进装置（20)的上方、从所述机身（11)的上 表面起延伸，所述整流罩（30)的中央部段（31)分别在机身（11)的每一侧具有侧缘（32)， 所述侧缘基本坚直并被固联于机翼（12)。
8. 根据权利要求6或7所述的飞行器，其特征在于，所述整流罩包括后部段（33)，所述 后部段朝所述机身（11)的后端（11a)的方向延伸，所述整流罩（30)的后部段（33)的宽度 自整流罩（30)的中央部段（31)直到机身（11)的后端（11a)减小。
9. 根据权利要求1到8中任一项所述的飞行器，其特征在于，电能发生器（22)与排气 管（40)相配合，所述排气管（40)的内表面具有用于处理废气的工作表面。
10. 根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，排气管（40)具有自电能发生器（22) 的气体出口朝向机身（11)的后端（11a)变宽的形状。
11. 根据权利要求1到10中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器另外在机身 的每一侧还包括突出于机身（11)的接合面（50)，所述接合面在所述尾翼（13)和所述机翼 (12)的翼根的后缘（12c)之间延伸。
12. 根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述接合面（50)与机翼（12)基本在 相同的平面中延伸。
13. 根据权利要求1到12中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述储电和供电装置 (23)被安置在飞行器（10)的重心附近，其中所述飞行器装配有电力推进装置（20)和电能 发生器（22)。
14. 根据权利要求1到13中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述储电和供电装置 (23)与机身（11)的内部形状相匹配。
15. 根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括在机身 (11)的每一侧对称地安置在机翼上的多个鼓风电动机（21)。
16. 根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述机身包括前部分 (14)，所述前部分具有沿俯仰轴（Y)测定的宽度、和沿偏航轴（Z)测定的高度，所述宽度和 高度自机身（11)的前端（lib)起沿飞行器（10)的纵向方向（X)增大。
17. 根据权利要求16所述的飞行器，其特征在于，所述机身具有后部分（16)和用于运 送有效载荷的中央部分（15)，在所述后部分中安置有所述电能发生器（22)，机身（11)的宽 度自中央部分（15)和后部分（16)直到机身（11)的后端（11a)减小。
18. 根据权利要求1到17中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述储电和供电装置 (23)向电力推进装置（20)供应电能。
【文档编号】B64D27/24GK104229144SQ201410317268
【公开日】2014年12月24日 申请日期:2014年6月13日 优先权日:2013年6月14日
【发明者】S·维亚拉, J·扎内博尼, B·圣雅尔姆 申请人:空中客车公司