Simulation of Wetted Surface Area of a Single Seater Home ...

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

Simulation of Wetted Surface Area of a Single Seater Home Based Aircraft 

Venkatesan.M 
Faculty of Marine Engineering, 
College of Marine Science and Technology, 

Massawa, Eritrea, 
[email protected] 

ABSTRACT 

To  simulate  the  wetted  surface  area  for  the  various  components  of  the  single  seater  home 
built  aircraft  using  “C”.  Aircraft  wetted  area  (Swet),  the  total  exposed  surface  area,  can  be 
visualized as the area of the external parts of the aircraft that would get wet if it were dipped 
into  water.  The  wetted  area  must  be  calculated  for  drag  estimation,  as  it  is  the  major 
contributor  to  friction  drag.  The  wetted  area  is  estimated  by  multiplying  the  true­  view 
exposed as plan form area (Sexposed) times a factor based upon the wing or tail thickness ratio. 
If  a  wing  or  tail  were  papper­thin,  the  wetted  area  would  be  exactly  twice  the  true  plan  form 
area  (i.e.  top  and  bottom).  The  effect  of  finite  thickness  is  to  increase  the  wetted  area,  as 
approximated.  Note  that  the  true  exposed  plan  form  area  is  the  projected  (top­view)  area 
divided by the cosine of the dihedral angle. 

Keywords: Simulation, Wetted surface area, aircraft, C, software. 

1. Introduction 

1.1 Aircraft Design 

Three major types of airplane designs are 
1. Conceptual design 
2. Preliminary design 
3. Detailed design 

1.1 Conceptual design 

It depends on what are the major factors for designing the aircraft. 

1.1.1 Power plant Location 

The  Power  plant  location  is  either  padded  (or)  Buried  type  engines  are  more  preferred.  Rear 
location is preferred for low drag, reduced shock & to the whole thrust. 

1.1.2 Selection of Engine 

The engine should be selected according to the power required. 

1.1.3 Wing selection 

The selection of wing depends upon the selection of

404 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

(1) Low wing 
(2) Mid wing 
(3) High wing 

1.2. Preliminary design 

Preliminary  is  based  on  Loitering.  ‘U’  is  the  mathematical  method  of  skinning  the  aircraft, 
the aircraft look like a masked body. 

Preliminary design is done with help of C SOFTWARE. 

1.3. Detailed design 

In  the  detailed  design  considers  each  &  every  rivets,  bolts,  paints  etc.  In  this  design  the 
connection & allocations are made. 

2. Wetted Surface Area 

Aircraft wetted area (Swet), the total exposed surface area, can be visualized as the area of the 
external  parts  of  the  aircraft  that  would  get  wet  if  it  were  dipped  into  water.  The  wetted  area 
must  be  calculated  for  drag  estimation,  as  it  is  the  major  contributor  to  friction  drag.  The 
wetted  area  is  estimated  by  multiplying  the  true­  view  exposed  as  plan  form  area  (Sexposed) 
times  a  factor based upon  the  wing  or  tail  thickness  ratio.  If  a  wing  or  tail  were  papper­thin, 
the  wetted  area  would  be  exactly  twice  the  true  plan  form  area  (i.e.  top  and  bottom).  The 
effect  of  finite  thickness  is  to  increase  the  wetted  area,  as  approximated.  Note  that  the  true 
exposed  plan  form  area  is  the  projected(top­view)  area  divided  b y  the  cosine  of  the  dihedral 
angle. 

If t/c<0.05, 

Swet=2.003Sexposed 

If t/c>0.05, 

Swet=Sexposed  (1.977+0.52(t/c)) 

The wetted area of the fuselage can be initially estimated using just the side and top views of 
the  aircraft  by  the  method.  The  side  and  top  views  projected  areas  of  the  fuselage  are 
measured from the diagram, and the values are average. 

Swet=3.4(Atop+Aside)/2 

A more accurate estimation of wetted area can be obtained by  graphical  integration using a 
number  of  fuselage  cross  section.  If  the  perimeters  of  the  cross  sections  are  measured  and 
plotted Vs longitudinal  location, using the same  units on the graph, then the  integrated area 
under the resulting curve gives the wetted area.

405 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

The  cross  sectional  perimeters  measurements  should  not  include  the  portions  where 
components join, such as at the wing­fuselage intersection. These areas are not “wetted”. 

3. Calculation 

3.1 Fuselage 

The length of the fuselage

( ) L f  =  aWo  C  (1) 

Where,  a = 3.68;C = 0.23

Lf  = 20.36ft

\We have Ldf f   = 4to8 

L f  = 6 
d f 

20.36 
d f  = 6

( ) df  = 3.93ft p 2 = 1.1269m 2 
1.197m S; Therefore,  pfuselage  = 4 d f 

3.2 Wing 

The wetted surface area of the wing is, 

Sp wing  = TW ´ bW  (2)

( ) S =p wing  12 ´10-2  ´ 8.13
( ) Sp wing  = 0.9756m2 3.2ft2 

3.3 Horizontal Tail 

The wetted surface area of the horizon tail can be calculated by, 

Thickness of the HT=10% of wing thickness

406 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

THT = 0.1tW  (3)

( ) S =pHT  12 ´ 10-2  ´ 0.1 ´ 8.13

SpHT  = 0.0965m2 

The area of vertical tail= 

tVT ´ bVT  (4) 
(5) 
SpVT  = 0.012 ´ 8.13
SpVT  = 0.09656

3.4 Engine 

The engine propeller area is given by the equation, 

Spengine  = p d f 2
4

df  = 22 4  HP
df  = 22 4  420

df  = 99.59in (2.53m) 

Spengine  = p ´ 2.532  
4

( ) Spengine  = 5.024m2 54.10ft 2 

S = 1.1 ´ Spundercarrige pengine 

Spundercarrige  = 1.1 ´ 5.024

S = 59.52ftpundercarrige  2 

3.5 ¼ FLAP 

The wetted surface area of  (1/4) of the flap is given by,

407 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

Spæ 1 ö b 
= 40% ´ ´ 0.1´ C  (6) 
2
ç 4 ø÷
è

Spæ 1 ö = 0.4 ´ 26.67  ´ 0.1´ 4.6 
èç 4 ø÷
2

Spæ1 ö = 2.4536ft2 
ç 4 ø÷
è

3.6 ¾ FLAP 

The wetted surface area of (3/4) of the flap is given by, 

b 
Spæ 3 ö = 40% ´ ´ 0.3 ´ C  (7) 
2
ç 4 ÷ø
è

Spæ 3 ö = 0.4 ´ 26.67  ´ 0.3 ´ 4.6 
èç 4 ø÷
2

Spæ3 ö = 7.36ft 2 
ç 4 ø÷
è

Table 1: Co­efficient of drag and Wetted surface area for various parts of an Aircraft 

S.NO.  COMPONENTS  ( ) CD p Sp  m2  CD p ´ Sp (m2  ) 

1  Fuselage  0.03  1.1269  0.033807 
2  Wing 
3  Horizontal tail  0.08  0.9756  0.078 
4  Vertical tail  0.008  0.09656  0.000772 
5  Engine  0.008  0.09656  0.000772 
6  Undercarriage  0.01  5.027  0.05027 
7  ¼ flap  0.04  5.539  0.22156 
8  ¾ flap 
0.0504  0.0342  0.00172 
0.035  0.2055  0.00719 

3.7 Co­Efficient of Drag 

The total co­efficient of drag is given by the equation, 

C = C + C + KCDT.O DO DOothers  2  (8) 
L 

Where,

408 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

CDO = C fe  ´ Sw  et 
Sref 

CDO  = 0.0055 ´ 5

CDO  = 0.0275

C = C + C + CDOothers (9) 
DO take-off DOlanding DO cruise 

å C  = CS S DO take-off 
7 
D p p

i=1  W 

SW    = 5 
Sreference 

Sw  = 5 ´ 11.01

Sw  = 55.0878m2 

C  = DO take-off  (0.0338 + 0.078 + 0.000772 + 0.000772 + 0.05027 + 0.22156 ) 

55.0878

CDO take-off  = 0.006992

åC  = C S´ S DO cruise 5  p
D p

i=1  w 

C  = DO cruise  (0.0338 + 0.078 + 0.000772 + 0.000772 + 0.05027 ) 

55.0878

CDO cruise  = 0.00297

6  CDp ´ Sp CD p ´ Sp 
i =1 Sw Si=8  w 
å å C DO Landing = + (10)

409 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

C  = DO Landing  (0.0338 + 0.078 + 0.000772 + 0.000772 + 0.0502 + 0.22156 + 0.00719 ) 

55.0878

CDO Landing  = 0.007122

\ C = C + C + CDOothers
DO take - off DOlanding DO cruise 

\CDO others  = 0.00297 + 0.006992 + 0.007122

K is calculated from the formula,

K = pe  1  )  (11) 

( AR

Aspect ratio (AR) = 6, 
e=0.79 

K = 1 
p ´ 0.79 ´ 6

K = 0.067188

C L  = 2 æèç W ö
S  ÷ø

rV  ¥2 

CL  = 0.241

Mach no,  a = gRT = 340m / sec
M = V 
a

C = C + C + KCDT.O DO DOothers  2  (12) 
L 

CD TO  = 0.0275 + 0.017084 + 0.06718 + 0.241

CD TO  = 0.04848

Here,

410

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

C D W  = 2 ´ D  (13) 
(14)
r V¥ S2 
w 

(D=T)

CDT + C DW 
1 - M¥2 
( ) C DO  =

( ) CDT = CDO + KCL 2  ´ 1.05 (15) 

Table 2: Variation of Temperature and Density for varying altitude 

ALTITUDE(m)  T(K) r (Kg/m3  ) 

0  288  1.225 

1000  281.66  1.117 

2000  274.51  0.99649 

3000  268.02  0.8994 

4000  261.53  0.81075 

Table 3 to 7 Variation of Mach Number, Lift and Drag co­efficient at various altitude (h) and 
velocity of sound (a) 

Table 3: At h=0; a=340 m/sec 

S.NO  V(m/s)  CL  M  C d T.O  C d w  C d O  C d t  D(KN) 

1  20  2.808  0.0588  0.006992  0.0601  0.0672  0.6265  1.686 

2  40  0.7007  0.1176  0.006992  0.015  0.0223  0.0580  0.626 

3  60  0.3114  0.1764  0.006992  0.00679  0.0139  0.0214  0.519 

4  83.33  0.1614  0.245  0.006992  0.00346  0.0107  0.01307  0.61 

Table 4: At h=1000m; a=336 m/sec 

S.NO  V(m/s)  CL  M  C d T.O  C d w  C d O  C d t  D(KN) 

1  20  3.088  0.0595  0.006992  0.0662  0.0733  0.7493  1.835 
0.826 
2  40  0.7721  0.119  0.006992  0.0331  0.0843  0.0843  0.864 
1.114
3  60  0.3431  0.1785  0.006992  0.02207  0.0392  0.0392 

4  83.33  0.1779  0.248  0.006992  0.01523  0.0262  0.0262 

411 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

Table 5: At h=2000m; a=332 m/sec 

S.NO  V(m/s)  CL  M  C d T.O  C d w  C d O  C d t  D(KN) 

1  20  3.45  0.0602  0.006992  0.0739  0.0810  0.9221  2.024 

2  40  0.8613  0.1204  0.006992  0.0369  0.0442  0.0987  0.867 

3  60  0.3828  0.1807  0.006992  0.02463  0.0321  0.044  0.869 

4  83.33  0.1984  0.2509  0.006992  0.0176  0.0244  0.02839  1.082 

Table 6: At h=3000m; a=328 m/sec 

S.NO  V(m/s)  CL  M  C d T.O  C d w  C d O  C d t  D(KN) 

1  20  3.154  0.0609  0.006992  0.0819  0.089  1.1198  2.22 

2  40  0.9538  0.1219  0.006992  0.0409  0.0482  0.1147  0.91 

3  60  0.4239  0.1829  0.006992  0.03  0.03488  0.0492  0.878 

4  83.33  0.2197  0.254  0.006992  0.0188  0.0266  0.03133  1.078 

Table 7: At h=4000m; a=324 m/sec 

S.NO  V(m/s)  CL  M  C d T . O  C d w  C d O  C d t  D(KN) 

1  20  4.236  0.0617  0.006992  0.0908  0.0979  1.367  2.44 

2  40  1.05906  0.1234  0.006992  0.0454  0.0527  0.134  0.957 

3  60  0.4706  0.1851  0.006992  0.0302  0.04  0.055  0.884 

4  83.33  0.244  0.2571  0.006992  0.0209  0.02886  0.03455  1.069 

Table 8: Co­efficient of drag values during cruise, take­off and landing for various values of 
lift 

S.NO.  CL  C dt cruise  C dt take - off  C dt landing 

1  0  0.00311  0.00734  0.00747 
0.04713 
2  0.75  0.04277  0.047  0.1661 
0.3644 
3  1.5  0.1617  0.1659  0.642 
1.0256
4  2.25  0.36  0.3642 

5  3  0.6376  0.6419 

6  3.8  1.0212  1.0254 

412 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

DRAG Vs VELOCITY 

3 

2 

DRAG(KN)  1 

0 

0  1  2  3  4  5  6 

VELOCITY(m/sec) 

Figure 1: Variation of drag with respect to Velocity 

The  figure  1  is  drawn  between  velocity  and  drag.  From  the  graph  we  can  understand  that  as 
velocity increases the drag also increases relatively up to a certain velocity and then the drag 
value decreases. 

C L  V s   C d t 

7 

6 

5 

4 

C 
L 

3 

2 

1 

0 

0  2 0  4 0  6 0  8 0  1 0 0  1 2 0 

C d t 

C d t  ( T A K E ­ O F F ) 
C d t ( C R U I S E ) 
C  ( L A N D I N G ) 

d t 

Figure 2: Variation of CL  w.r.t Cdt for cruise, take­off and landing 

The figure 2 is drawn in between CL  Vs Cdt. From the graph we can understand that the drag 
is  low  for  takeoff,  maximum  for  the  landing  and  for  the  cruise  it  lies  in  between  the  drag 
value of take­off and landing. 

4. Conclusion 

Thus by simulation we had determined the wetted surface area of the single seater home built 
aircraft  and  found  that  as  velocity  increases  the  drag  also  increases  relatively  up  to  a  certain 
velocity  and  then  the  drag  value  decreases further  that  the  drag  is  low  for  takeoff,  maximum 
for the landing and for the cruise the drag lies in take­off and landing.

413 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

Symbols Used 

W­Weight of aircraft 
Wo­Overall weight 
Wf­weight of fuel 
We­Empty weight 
Lf  – fuselage length 
Df – diameter of fuselage 
Sw ­ wing area 
Tw ­ wing thickness 
bw,b – wing span 
Sht  – horizontal tail area 
tht  – horizontal tail thickness 
bht ­ horizontal tail span 
AR – aspect ratio 
tvt  ­ vertical tail thickness 
bvt – vertical tail span 
Cdo  – drag polar 
Cd – coefficient of drag 
CL  ­ coefficient of lift 
T/W­Thrust loading 
W/S­Wing loading 

Cr,Ct­Chord length of root,tip 
Tr,Tt­Thickness of root,tip 
CDp­Coefficient of drag of wetted surface area 
E­Endurance

m ­Ground friction 
V¥ ­Free stream velocity 

C­Chord 

Lf­Length of fuselage 
VT­Vertical tail 
HT­Horizontal tail 
s­Distance 
H­Height 
h­altitude 
V, u – velocity 
D – Drag 
L – Lift 
Wo  – optimum weight

L ­ sweep angle 

6. REFERENCES 

1  Courtland  D.  Perkins  &  Robert  E.  Hage,  Perkins  “Airplane  Performance  and  Stability 
control” Publisher: John Wiley & Sons (Jan 1949)

414 

INTERNATIONAL JOURNAL OF APPLIED ENGINEERING RESEARCH, DINDIGUL 
Volume 1, No 3, 2010 

© Copyright 2010 All rights reserved Integrated Publishing Association 

REVIEW ARTICLE  ISSN ­ 0976­4259 

2  Daniel  P.  Raymer  “Enhancing  Aircraft  conceptual  design  using  multidisciplinary 
optimisation” Report 2002­2, May 2002, ISBN 91­7283­259­2 

3  Ira H. Abbott, A. E. Von Doenhoff, Albert E. Von Doenhoff, “Theory of Wing Sections: 
Including a Summary of Airfoil Data” Publisher: Dover Publications. 

4  J. D. Anderson “Aircraft Performance and Design” Boston: McGraw­ Hill McGraw­Hill, 
1999. 

5  John Fielding, Introduction to Aircraft Design, Cambridge University Press, 1999 

6  L.M. Nicolai, Fundamentals of Aircraft Design, METS, Inc., 6520 Kingsland Court, San 
Jose, CA, 95120, 1975 

7  Taylor J. Janes , “All The World Aircraft ” , Janes’s , London , England ,UK, 1976 

8  Thomas Corke “Design of Aircraft”, Prentice­Hall, Pearson Education – 2003

415