電気駆動航空機11であって、-NH3を提供するためのNH3のためのタンク13と、-NH3を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源15、17、19、19’、35、37と、-前記航空機11に動力を供給する役割を担っている電気駆動推進システム25、27と、-生成された電気エネルギーを前記推進システム25、27に提供するエネルギー分配システム23とを備える電気駆動航空機11。前記航空機11が、少なくとも1つの他の電気システム29、31をさらに有し、前記少なくとも1つの他の電気システム29、31がその動作に必要な電気エネルギーを、前記エネルギー源15、17、19、35、37によって生成される電気エネルギーから前記エネルギー分配システム23を介して獲得する、請求項1に記載の電気駆動航空機11。前記航空機11が、前記エネルギー分配システム23に接続され、生成された余分の電気エネルギーを蓄積する働きをする蓄積デバイス33をさらに含む、請求項1または2に記載の電気駆動航空機11。NH3を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成する前記エネルギー源が、NH3電力供給燃料電池システム19、19’である、請求項1から3の一項に記載の電気駆動航空機11。前記NH3電力供給燃料電池システムが、NH3を燃料として直接使用することによって電気エネルギーを生成するNH3燃料電池19’を含む、請求項4に記載の電気駆動航空機11。前記NH3電力供給燃料電池システムが、H2およびN2を生成するためのアンモニア分離器15、およびその下流側に接続された、H2を燃料として使用することによって電気エネルギーを生成する水素燃料電池19を含む、請求項4または5に記載の電気駆動航空機11。前記水素燃料電池に供給されるH2から残留NH3による汚染物質を除去するために、前記アンモニア分離器15と前記水素燃料電池19の間に分子ふるい17が配置される、請求項6に記載の電気駆動航空機11。前記エネルギー源が、前記NH3タンクから供給される内燃機関35、および前記内燃機関35によって駆動される発電機37を備える、請求項1から7の一項に記載の電気駆動航空機11。大気中への吐出に先立って、前記内燃機関35によって生成される排気ガスの窒素酸化物を浄化する排気ガス処理デバイス39が提供される、請求項8に記載の電気駆動航空機11。前記航空機11が、飛行機として、あるいはヘリコプタとして具体化される、請求項1から9の一項に記載の電気駆動航空機11。前記タンク13および前記タンク13の中に入っているNH3を冷却するために、熱結合41によって前記タンク13を大気1に接続することができ、前記熱結合41によって前記タンク13からの熱を前記大気1へ放出することができる、請求項1から10の一項に記載の電気駆動航空機11。前記航空機11の近傍の大気温度が特定の閾値S1より低くなると、前記タンク13を前記大気1に熱結合するように具体化されるコントローラ44が提供される、請求項11に記載の電気駆動航空機11。コントローラ44が、前記航空機11の近傍の大気温度が特定の閾値S2より高くなると、前記熱結合を中断するように具体化される、請求項12に記載の電気駆動航空機11。本発明の目的は、代替エネルギー源によって駆動される航空機を提供することである。本発明の目的は、独立請求項の特徴によって達成される。有利な開発は、従属請求項の特徴に見出すことができる。本発明による航空機は電気によって駆動され、-NH3を提供するためのNH3のためのタンクと、-NH3を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源と、-航空機を推進させる役割を担っている電気駆動推進システムと、-生成された電気エネルギーを推進システムに提供するエネルギー分配システムとを備えている。アンモニアは、容易に液化することができるガスであり、したがって容易に貯蔵し、かつ、輸送することができるため、推進のための電気エネルギーを提供するエネルギー源のための開始ベースとしてアンモニアガスを使用することは有利であることが分かっている。例えば、アンモニアガスを液体の形態で貯蔵するために、タンクを加圧および/または冷却することができる。有利な実施形態では、航空機は、さらに、少なくとも1つの他の電気システムを有することができ、これらの少なくとも1つの他の電気システムは、その動作に必要な電気エネルギーを、エネルギー源によって生成される電気エネルギーからエネルギー分配システムを介して獲得することができる。したがってエネルギー分配システムは、航空機に動力を供給する、つまり航空機を推進させる役割を担っている航空機の推進システム、例えば動力装置にのみ電気エネルギーを提供しているのではなく、飛行中、使用されてはいるが、航空機への動力の供給、つまり航空機の推進には直接寄与していない少なくとも1つの他の電気システムにも電気エネルギーを提供している。有利な実施形態では、航空機は、さらに、エネルギー分配システムに接続された、生成された余分の電気エネルギーを蓄積するための蓄積デバイスを備えることができる。これは、エネルギー源によって提供される、電気駆動推進システムによって、あるいは他の電気システムによって消費されない電気エネルギーが蓄積デバイスに蓄積され、また、航空機を運用している間、必要に応じて再びエネルギー分配システムに送り返すことができ、かつ、エネルギー分配システムから推進システムまたは他の電気システムに提供することができることを意味している。制御デバイスは、例えば飛行フェーズ中などの航空機の運用中に必要な量より多い電気エネルギーが生成されるフェーズの間、生成される余分のエネルギーの蓄積デバイスへの供給を制御することができ、また、制御デバイスは、例えば離陸中および着陸中などの航空機の運用中に必要な量より少ない電気エネルギーが生成されるフェーズの間、蓄積されたエネルギーの蓄積デバイスからの接続を制御することができる。蓄積デバイスは、例えば電気エネルギーのための短期間蓄積バッファであってもよい。蓄積デバイスは、例えば蓄電池、コンデンサ、ディスクフライホイールまたは他のエネルギー蓄積デバイスを備えることができる。したがって例えば電気エネルギー源の一時的な故障を切り抜けることができる。一実施形態では、NH3を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源は、NH3電力供給燃料電池システムを含むことができる。燃料電池は、連続的に供給される燃料と、大抵は酸素である酸化剤との間の化学反応のエネルギーを電気エネルギーに変換するガルヴァーニ電池である。この構造の場合、NH3電力供給燃料電池システムには、NH3を燃料として直接使用することによって電気エネルギーを生成するNH3燃料電池が含まれている。この場合の典型的な化学反応は、4NH33O2→N26H2Oである。代替および/または追加として、NH3電力供給燃料電池システムは、H2を生成するためのアンモニア分離器、およびその下流側に接続された、該アンモニア分離器によって提供されるH2を燃料として使用することによって電気エネルギーを生成する水素燃料電池を含むことも可能である。この場合の典型的な化学反応は、2H2O2→2H2Oである。水素は、改質器の中で、例えば熱分解によってアンモニアをその元素に分離することによって生成することができる。この場合の典型的な化学反応は、2NH3→N23H2である。このような改質器を形成している典型的な部分は、触媒例えば白金、パラジウム、等々がコーティングされた耐熱セラミックである。水素燃料電池に供給されるH2から残留NH3による汚染物質を除去するために、アンモニア分離器と水素燃料電池の間に分子ふるいを有利に配置することができる。しかしながら、アンモニア分離器によって提供される水素の純度に応じて、あるいは場合によっては汚染物質に対する水素燃料電池の感度に応じて、生成される水素を水素燃料電池に直接供給することができるため、分子ふるいを介在させることは何ら本質ではない。他の実施形態では、エネルギー源は、NH3タンクから供給される内燃機関、および該内燃機関によって駆動される発電機を含むことができる。内燃機関は、燃料としてNH3を使用して動作する内燃機関であってもよい。しかしながら、最初にNH3タンクから供給されるNH3を分解してN2およびH2に分離し、次に内燃機関のための燃料としてH2を使用することを想定することも可能である。例えば燃焼機関またはガスタービンを内燃機関として使用することができる。この場合、大気中への吐出に先立って、内燃機関によって生成される排気ガスの窒素酸化物を浄化する排気ガス処理デバイスを提供することができる。それにより環境的に有害な窒素酸化物が放出される可能性を回避することができる。電気駆動航空機の推進システムの他の変形態様は、-例えばガソリン、ディーゼルまたは灯油などの炭化水素をベースとする燃料のためのタンクと、-前記燃料を使用して動作する内燃機関と、-内燃機関によって駆動され、それにより電気エネルギーを生成することができる発電機と、-航空機に動力を供給する役割を担っている電気駆動推進システムと、-生成された電気エネルギーを推進システムに提供するエネルギー分配システムとを備えている。タンク、より詳細にはアンモニアを冷却するために、少なくとも一時的に、つまり航空機が飛行している間、および航空機の近傍の外気温度が特定の値より低い間、大気を使用することができる。この場合、海抜の高さが高くなるにつれて温度が低くなることが利用されており、したがって航空機が特定の高度に到達すると、優勢な外気温度が、アンモニアが液体の形態で存在する温度までタンクの中に入っているアンモニアを冷却するだけの十分な温度まで低くなる。これには、とりわけ航空機が適度な高度で飛行している間、アンモニアを冷却するために消費しなければならないエネルギーの量が比較的少なく、さらには理想的なケースではエネルギーを全く消費しない利点がある。冷却目的のために消費しなければならないエネルギーの割合は極めて高いため、この手段によれば著しく高い効率を達成することができる。そのために、航空機の近傍の大気温度が特定の閾値S1より低くなると、タンクを大気に熱結合するように具体化されるコントローラが提供される。コントローラは、さらに、航空機の近傍の大気温度が特定の閾値より高くなると、熱結合を中断するように具体化される。航空機は、例えば飛行機として、あるいはヘリコプタとして具体化することができる。本発明の実施形態変更態様について、従属請求項の特徴による有利な開発と共に、非制限の以下の図面を参照して説明する。図1は、NH3動力供給推進システムを搭載した航空機を示したものである。航空機11、例えば飛行機またはヘリコプタには、液体アンモニアが入っている燃料タンク13が含まれている。燃料タンク13は、例えばアンモニアを液体の状態に維持するために加圧および/または冷却することができる。図5は、タンク13を冷却するための可能手段を示したものである。アンモニアは、次に熱交換器に送られ、熱交換器からアンモニア分離器15へ供給される。この改質器は、アンモニアから水素および窒素を生成し、このガス混合物には、アンモニアによる汚染物質の若干の微量成分が依然として潜在的に含まれている。ガス混合物は、次に、アンモニアの残留微量成分を除去するために分子ふるい17に通される。これは、とりわけ、燃料電池が使用され、アンモニアがそれらの燃料電池の機能を劣化させる原因になる場合に重要である。ガス混合物に含まれている水素は、水素燃料電池19に供給される。このタイプの燃料電池の例には、重合体電解質膜燃料電池PEMFC、リン酸燃料電池PAFC、固体酸化物燃料電池SOFCまたはプロトニックセラミック燃料電池PCFCと呼ばれている燃料電池があるが、適切な燃料電池はこれらに限定されない。燃料電池19には、空気供給装置21を介して、例えば圧縮機によって空気を供給することができる。任意選択で、燃料電池19への供給に先立って空気を浄化することができる。例えば、空気に二酸化炭素が含まれていると、その二酸化炭素によって燃料電池の動作モードが悪影響を受けるタイプの燃料電池19である場合、燃料電池19への空気の供給に先立って、空気に含まれている二酸化炭素を除去することができる。空気に含まれている酸素は、燃料電池19のための酸化剤として働く。燃料電池19は、電気および排気ガスを生成し、排気ガスには潜在的に残留水素が含まれている。排気ガスに含まれている水素は、閉回路中で回収することができ、燃料電池19に再供給することができる。電気は、インテリジェントエネルギー分配システム23に供給され、そこから電気エネルギーを使用して航空機内のシステムに電気エネルギーが供給される。航空機を推進させる役割を担っている駆動システムは、動力装置27に接続され、それによりプロペラまたは同様の駆動エレメントを動作させる1つまたは複数の電動機25を備えることができる。電気エネルギーを使用して、例えば駆動ドライブ29などの他の電気システム、または航空機に使用されている他のシステム31に電気エネルギーを供給することも可能である。過剰の電気エネルギーは、例えば電池、コンデンサ、ディスクフライホイール、等々などの適切な蓄積媒体に一時的に蓄積することができ、また、必要に応じてエネルギー蓄積器33からもう一度システムに供給することができる。つまり、この種の推進システムは、CO2を発生することなく航空機11に動力を供給することができる。図2に示されている他の実施形態では、燃料電池19’は、燃料としてアンモニアを直接使用することができる方法で具体化されている。固体酸化物燃料電池SOFCまたはプロトニックセラミック燃料電池PCFC、溶融炭酸塩燃料電池MCFC、中間温度直接アンモニア燃料電池IT-DAFCは、このタイプの燃料電池の例であるが、適切な燃料電池はこれらに限定されない。図3に示されている他の実施形態では、燃料電池は使用されていない。燃料電池は、アンモニアによって動力が供給される内燃機関35に置き換えられている。前記内燃機関は、例えば、ディーゼルサイクルに従って動作する、HCCI機関と呼ばれている機関HCCIとは、均一予混合圧縮着火homogenouschargecompressionignitionのことである、等々であっても、あるいはガスタービンであってもよい。内燃機関35は発電機37を駆動し、それにより電気エネルギーが生成される。発電機は、超伝導磁石を備えることができる。内燃機関35の排気ガスには、窒素、水および窒素酸化物が含まれている。窒素酸化物は、浄化段39で、例えば反応式4NO4NH3O2→4N26H2Oおよび6NO28NH3→7N212H2Oに従って、触媒としてゼオライトを使用したアンモニアとの反応によって窒素に変換されることが好ましい。反応に必要なアンモニアは、燃料タンク13から提供することができる。図4は、図3に示されている飛行機の設計と同様の設計の航空機11を示したものである。図4の飛行機は、ここではアンモニアの代わりに、例えばタンク13’に貯蔵されるディーゼル、灯油またはガソリンなどの炭化水素をベースとする燃料が内燃機関35’のための燃料として使用され、この内燃機関35’によって発電機37が駆動され、それにより電気エネルギーが生成される点で、図3に示されている飛行機と異なっている。図5は、タンク13を冷却するための冷却デバイス46を略図で示したものである。図解を明確にするために、例えばアンモニア分離器および分子ふるい、等々などの他のコンポーネントは示されていない。タンク13、より詳細にはタンク13の中に入っているアンモニアを冷却するために、少なくとも一時的に、つまり、例えば航空機11が飛行している間、大気を使用することができる。この場合、海抜の高さが高くなるにつれて温度が低くなることが利用されており、したがって航空機11が特定の高度に到達すると、優勢な外気温度が、アンモニアが液体の形態で存在する温度までタンク13の中に入っているアンモニアを冷却するだけの十分な温度まで低くなる。そのために、タンク13は、タンク13からの熱が大気1へ放出される方法で、熱伝導手段によって大気1に接続されている。そのために、タンク13から散逸させるべき熱が外壁40を介して大気1へ放出されるよう、熱結合41によってタンク13を航空機11の外壁40に接続することができる。熱結合41は、例えば熱伝導によって実現することができ、例えばタンク13を直接または間接的に航空機11の外壁40に接続する冷却板、等々の形態の熱ブリッジ図には詳細に示されていないによって実現することができる。別法または追加として、タンク13と外壁40の間の熱結合41は、熱対流効果に基づくことも可能であり、対応する冷却媒体、例えば空気または水が、タンク13によって吸収された熱を航空機の外壁40に伝達する。当然、アンモニアを液化するための異なる手法を組み合わせることも可能である。大気の使用に加えて、とりわけ外気温度が高すぎる場合、つまり、例えば航空機11が地上にある間、有効に利用される従来の冷却構造42を提供することができる。追加または別法として、タンク13、より詳細にはタンク13の中に入っているアンモニアを加圧下に置くデバイス43を提供することも可能である。したがってタンク13は、外気温度が特定の閾値より高い期間の間、従来の冷却構造42によって冷却することができる。従来の冷却構造42は、外気温度が閾値より低い期間の間、省くことができる。閾値は、一方ではアンモニアの沸点に基づいて決定され、他方ではタンク13と航空機11の外壁40の間の熱結合41のタイプおよび機能モードの関数として決定される。熱結合41の効率が低いほど、選択される閾値温度が低くなる。閾値近辺の温度範囲では、従来の冷却構造42と上で説明した大気による冷却の両方の使用を想定することができる。そのために、航空機11の近傍の大気1の温度を測定する外気温度センサ45に接続されたコントローラ44が提供されている。測定された温度に応じて、コントローラ44を使用して適切な冷却方法が選択される。例えば外気温度が高すぎる場合、コントローラ44は、熱結合41を中断し、従来の冷却構造42を動作させることができる。追加または別法として、コントローラ44は、外気温度および/またはタンク13内のアンモニアの凝集状態に応じて圧力発生器43を制御することも可能である。例えばタンク内のアンモニアが気体状態に移行すると、圧力発生器43を動作させることができる。図6は、外気温度TAの関数としてのコントローラ44の応答を示したものである。図6Aの線図は、時間tによって変化する外気温度TAの特性曲線を示したものである。このような特性曲線は、例えば航空機11が時間瞬時t0で離陸し、高度が高くなることによって外気温度が低くなる際に生成することができる。時間瞬時t1で航空機は再び高度を下げ、そのために外気温度TAが再び高くなる。コントローラ44は、熱結合41を外気温度に応じて開閉する。そのために、外気温度TAがS2>S1である2つの閾値S1、S2と比較される。図6Bは、時間の関数としての熱結合41の状態を示したもので、図6Aに示されている線図と同期している。外気温度TAが閾値S1より低くなると、直ちにタンク13と大気1の間に熱結合41が確立され、つまり大気による冷却が起動される。これは、図6Bに状態1の記号で表されている。しかしながら、外気温度TAがS2>S1である閾値S2より再び高くなると、直ちに熱結合が開になるが、これは中断と言われ、再び、大気がもはやタンク13の冷却に寄与しない状態になる。これは、図6Bに状態0の記号で表されている。当然、閾値S1、S2は同じ値、つまりS1=S2を有することも可能である。大気による冷却を使用することにより、とりわけ航空機が適度な高度で飛行している間、アンモニアを冷却するために、あるいはアンモニアを液体の状態で維持するために消費しなければならないエネルギーの量が比較的少なく、さらには理想的なケースではエネルギーを全く消費しない利点が得られる。冷却目的のために消費しなければならないエネルギーの割合は極めて高いため、この手段により著しく高い効率を達成することができる。