Aircraft Design & System Engineering Elements ‐ AE1222‐II 

DATA AND FORMULAE FOR AIRPLANE PRELIMINARY DESIGN

All units in SI unless stated otherwise. All angles in degrees, unless stated otherwise. 

1. Atmosphere: 
g0
  h  R
p  p0 1     p0  101 kPa,   T0  288 K,  R  287 J/kg/K,   g0  9.81 m/s2,     0.0065 K/m 
 T0 

      a0  340 m/s,   0  1.225 kg/m3   

2. Fuselage design 
n  6  single aisle
Number of seats abreast:  nSA  0.45 npax     naisles   SA  
6  nSA  12  twin aisle

1.08 for single aisle                       
1.17 for twin aisle                         
npax 
Access doors, emergency exits: lcabin  kcabin   kcabin   
nSA  xx special value for specific     
 design given on data sheet 

Required cargo vol.:  VCC  Vcargo  (VLuggage  VOS )    Available cargo vol.:  VCC  lcabin  kCC  ACC  

Luggage vol.:  VLuggage  mLuggage Luggage   typical    Luggage  170 kg/m3 

Cargo vol.:   VCargo  mCargo  Cargo     typical    Cargo  160 kg/m3 

VOS  (nOS, lat  AOS, lat  nOS, ce  AOS, ce )lcabin  kOS   typical:   kOS  0.74 ,   nOS, lat  2 , 
0 for single‐aisle aircraft
  AOS, lat  0.20 m2 ,  AOS, ce  0.24 m2   nOS, ce     
1 for twin‐aisle aircraft

Fuselage outer diameter:
 d f , inner  0.040 for small commercial airplanes  

  d f , outer   d f , inner  0.050 for fighter and trainers                  
1.045  d
 f ,inner  0.084 for transports and business jets

3. Propulsion System and Wing design: 
3.1. Wing Planform 
2S
Span:  b  SA   root chord:  cr    tip chord:  ct   cr  
1    b

1 
 
 Aircraft Design & System Engineering Elements ‐ AE1222‐II 

1               for Mcruise  0.7

Sweep:  cos  c /4  M† ,  with  M†  0.935  and   Mdd  Mcruise  0.03  
0.75 M  for Mcruise  0.7
 dd

c 4 2 for low wing   
Dihedral:    3   ,  taper ratio:    0.2  2   c 4     
10 2 for high wing  180 


 cos   M  
3
†
 Mdd cos  c 2  0.115CˆL1.5 W
 t c   min  , 0.18    with  CˆL  TO  and   qˆ  0.7 pMcr2  
c2

 cos   
2
ˆ
qS
 c2 

3.2. Propeller + Engine: 
0.18 0.40
 PTO   PTO 
Turboshaft:  Dengine  0.20     lengine  0.10    
 1000  N  1000  N
 engine   engine 

    wee  1.1Dengine     hee  1.5Dengine      lee  lengine    

0.30 0.10 0.55

 P   P   P 
Opp. Piston:  wengine  0.17  TO    hengine  0.30  TO       lengine  0.06  TO   
 1000N   1000N   1000N 
wee  1.2wengine     hee  hengine  0.2wengine         lee  lengine  0.1w engine  

PTO
Propeller Design:  Dp  0.55 4  
1000N

3.3. Turbofan Engine: 
TTO 1 T 
m     n =0.97,   tf =0.75,  G   t 4  1.25   where  1350K  Tt 4  1650K   
N  a0 5nG 1  tf    600 

Ds  a 3 
 0.05 1  0.1 0 0    Category  Cl   l    
Di  m 1   
full fan cowling (B)  9.8  0.05  0.35 
m
 0.0050 partial fan cowling  7.8  0.10 
0.21 
0.12
 
 0a0 (C)    0.3
  Dh  Di  1.65    
1   Ds Di 
2

 m 1  0.2   1 
ln  C l   l         l f   ln   Dn  Di  0.06lf  0.03    Def  Dn  1   2     
  0a0 1     3 

2 
 
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2
 m
 0.089   4.5 
 0a0
lg  1    ln     Dg  Def     Deg  0.55Dg  
 0.067 m   5.8 
  0a0 
 
Integration of Turbofan Engine with Wing: 
y
2‐engined aircraft:    0.35   4‐engined aircraft:    0.4  and    0.7  
b/2

   xF  xF
0.07  0.03cos 15   0.03   for   0.2   0.18
  c  c
vertical positioning:  H c    
 0.04
xF
for   0.18
 c

Integration of Turbofan Engine with Fuselage:   

Transport aircraft:  X h  X apb  0.5ln   X h  X exit  Dh  

Business jets:    X h  X apb  0.5Dh   X h  X TE ,( y  0)  0.5Dh  

4. Undercarriage and Empennage Design: 
4.1. Loading Diagram and Wing Position 
 x  MW  x   MW 
XLEMAC  XFCG  c     1      
 c WCG MF  c OEWCG  MF 

with wing group:  MW   M j , and fuselage group:  MF   Mi based on statistics 

XCG 
M X i i
 with  Mi  for payload, fuel and OEW from Class I weight estimation 
M i

4.2. Undercarriage Sizing and Disposition: 
  CS23  Business jets  regional turboprops  regional jets  Large transports 
Nmw    2  WTO 40,000   WTO 60,000   WTO 120,000   f  WTO 210,000  
Nnw    1  2  2  2  2 
Description of Surface  Max. allowable tire pressure, p [kPa] 
Soft, loose desert sand  170‐240 
Wet, boggy grass  210‐310 
Hard desert sand  280‐410 
Hard grass  310‐410 

3 
 
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Paved surfaces:  p  430lnLCN  680 [kPa]  10  LCN  100  

Wheel sizing:    Pmw  0.92WTO Nmw     Pnw  0.08WTO Nnw  

Graphs for tire dimensioning in inches (Note:  1 kg  10 N  and  1 kg/cm2  100 kPa  and 

1 in  0.025 m ):

 
ln  lm
Lateral tip‐over criterion:    55 ,  MLG track width:  yMLG   
l tan2
2
n
1
z2

4.3. Empennage Sizing and Disposition: 

Vh 
 Xh  XaftCG  Sh     Vv 
X v  X aftcg  Sv
   
Sc S b

4