Syftet med detta kandidatexamensarbete är att konceptuellt designa ett elektriskt drivet kommersiellt flygplan som ska kunna flyga år 2030 med rimligt antagen teknisk utveckling fram tills dess. Flygplanet är designat utefter den redan existerande ATR 42-500 och har därmed en liknande kravspecifikation. Flygplanet har en nyttolast på 5070 kg och flyger 7600 m över havet. Maxhastigheten för planet är Mach 0.5 och överstegringshastigheten är 41 m/s. Flygplanet har en stighastighet på 560 m/min, en startsträcka på 1165 m och en landningsträcka på 960 m. Vidare har flygplanet en räckvidd på 400 km med batterier som motsvarar ungefär sträckan London-Amsterdam. Det kan bära upp till 48 stycken passagerare i en två-sätes-konfiguration. Med en 30 % förväntad förbättring av batterier under de närmaste tio åren har flygplanet en maximal starvikt på 19900 kg, där 3220 kg är batterivikt. Med vanligt flygplansbränsle har flygplanet en maximal startvikt på 19200 kg och en bränslevikt på 2900 kg. Den nödvändiga effekten för framdrivning fanns som 4.18 MW vilket skulle delas lika över motorerna som driver de två propellrarna. Dessa är positionerade en på vardera vinge. Flygplanet är 26 m långt och utrustad med osvepta högmonterade vingar med ett vingspann på 29 m och en vingarea på 75 m^2. Den horisontella stabilisatorn är 12 m^2 och den vertikala stabilsatorn är 11 m^2.

The purpose of this bachelor thesis is to design an electric powered commercial short-range aircraft that is set to take off in 2030 with reasonable technical advancement assumptions made. The aircraft is designed with the ATR 42-500 as inspiration and has therefore similar requirements. The aircraft has a payload of 5070 kg and cruises at 7600 m above sea level. It has a max speed of Mach 0.5 and a stall speed of 41 m/s. Climb rate is 560 m/min, takeoff distance is 1165 m and landing distance is 960 m. The conceptually designed aircraft has a range of 400 km that is approximately the distance London-Amsterdam and is able to carry up to 48 passengers in a two by two seat configuration. Batteries are expected to improve with 30 % during the next ten years resulting in a maximum takeoff weight of 19900 kg, where 3220 kg is battery weight. Fuel powered it has a maximum takeoff weight of 19200 kg and a fuel weight of 2900 kg. The power needed for propulsion was found to be 4.18 MW which would be equally divided over the engines that drive the two propellers. These are positioned one on each wing. The 26 m long aircraft is equipped with an unswept high mounted wing with a wingspan of 29 m and a wing reference area of 75 m^2. The horizontal stabilizer is 12 m^2 and the vertical stabilizer is 11 m^2.