DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 56.36 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae31-il-100000.txt Download as CSV file: xf-dae31-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DAE-31 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.1301 0.10475 0.10027 -0.0681 0.9281 0.0742
-6.500 -0.1539 0.10501 0.10061 -0.0627 0.9204 0.0745
-6.250 -0.1630 0.10437 0.10002 -0.0638 0.9146 0.0761
-6.000 -0.1770 0.10417 0.09985 -0.0667 0.9070 0.0767
-5.750 -0.1763 0.10140 0.09713 -0.0652 0.9018 0.0774
-5.500 -0.1577 0.09789 0.09362 -0.0635 0.8983 0.0794
-5.250 -0.1326 0.09465 0.09034 -0.0685 0.8947 0.0833
-5.000 -0.1566 0.09448 0.09025 -0.0635 0.8862 0.0836
-4.750 -0.1342 0.09106 0.08676 -0.0764 0.8799 0.0871
-4.500 -0.1103 0.08753 0.08324 -0.0744 0.8772 0.0897
-4.250 -0.1306 0.08701 0.08278 -0.0696 0.8683 0.0903
-4.000 -0.0845 0.08286 0.07843 -0.0866 0.8624 0.0982
-3.750 -0.0638 0.07958 0.07521 -0.0840 0.8595 0.1007
-3.500 -0.0788 0.07883 0.07450 -0.0795 0.8503 0.1017
-3.250 -0.0296 0.07454 0.07000 -0.0922 0.8448 0.1118
-3.000 -0.0006 0.07188 0.06736 -0.0925 0.8416 0.1173
-2.750 0.0131 0.06978 0.06510 -0.0972 0.8319 0.1264
-2.500 0.0318 0.06773 0.06311 -0.0958 0.8268 0.1324
-2.250 0.0834 0.06425 0.05948 -0.1034 0.8235 0.1480
-2.000 0.0978 0.06274 0.05781 -0.1058 0.8139 0.1606
-1.750 0.1360 0.06038 0.05531 -0.1100 0.8087 0.1787
-1.500 0.1798 0.05774 0.05260 -0.1138 0.8054 0.1991
-1.250 0.1822 0.05713 0.05203 -0.1109 0.7958 0.2059
-1.000 0.2202 0.05521 0.04998 -0.1144 0.7906 0.2387
-0.750 0.3364 0.04543 0.03804 -0.1310 0.7896 0.0954
-0.500 0.3905 0.04304 0.03471 -0.1341 0.7871 0.0867
-0.250 0.3976 0.04299 0.03451 -0.1316 0.7767 0.0864
0.000 0.4344 0.04191 0.03339 -0.1329 0.7719 0.0917
0.250 0.4808 0.04085 0.03200 -0.1348 0.7691 0.0969
0.500 0.4514 0.02787 0.01969 -0.1241 0.7374 0.1011
0.750 0.4951 0.02645 0.01827 -0.1258 0.7343 0.1160
1.000 0.5699 0.03944 0.03071 -0.1351 0.7511 0.1437
1.250 0.5724 0.04011 0.03151 -0.1321 0.7390 0.1717
1.500 0.6199 0.03765 0.03096 -0.1345 0.7361 1.0000
1.750 0.6590 0.03766 0.03064 -0.1355 0.7321 1.0000
2.000 0.6667 0.03863 0.03149 -0.1333 0.7206 1.0000
2.250 0.7103 0.03830 0.03093 -0.1347 0.7176 1.0000
2.500 0.7150 0.03951 0.03206 -0.1322 0.7054 1.0000
2.750 0.7556 0.03917 0.03156 -0.1333 0.7018 1.0000
3.000 0.7997 0.03862 0.03088 -0.1347 0.6991 1.0000
3.250 0.8023 0.03994 0.03216 -0.1319 0.6861 1.0000
3.500 0.8475 0.03915 0.03126 -0.1332 0.6836 1.0000
3.750 0.8505 0.04056 0.03264 -0.1306 0.6706 1.0000
4.000 0.8944 0.03965 0.03167 -0.1317 0.6678 1.0000
4.250 0.9404 0.03856 0.03053 -0.1329 0.6657 1.0000
4.500 0.9425 0.04000 0.03196 -0.1301 0.6521 1.0000
4.750 0.9900 0.03861 0.03054 -0.1313 0.6504 1.0000
5.000 0.9921 0.04014 0.03207 -0.1286 0.6367 1.0000
5.250 1.0394 0.03852 0.03045 -0.1296 0.6348 1.0000
5.500 1.0890 0.03656 0.02850 -0.1306 0.6337 1.0000
5.750 1.1428 0.03440 0.02635 -0.1323 0.6326 1.0000
6.000 1.1428 0.03577 0.02774 -0.1289 0.6185 1.0000
6.250 1.1514 0.03673 0.02874 -0.1266 0.6063 1.0000
6.500 1.2051 0.03431 0.02637 -0.1279 0.6042 1.0000
6.750 1.2698 0.03153 0.02363 -0.1309 0.6022 1.0000
7.000 1.3432 0.02872 0.02085 -0.1355 0.5994 1.0000
7.250 1.3513 0.02931 0.02150 -0.1325 0.5859 1.0000
7.500 1.3755 0.02911 0.02134 -0.1313 0.5745 1.0000
7.750 1.4381 0.02714 0.01933 -0.1350 0.5662 1.0000
8.000 1.4534 0.02742 0.01967 -0.1328 0.5521 1.0000
8.250 1.4747 0.02748 0.01976 -0.1314 0.5380 1.0000
8.500 1.5000 0.02742 0.01971 -0.1305 0.5237 1.0000
8.750 1.5253 0.02741 0.01968 -0.1296 0.5087 1.0000
9.000 1.5479 0.02754 0.01979 -0.1285 0.4930 1.0000
9.250 1.5680 0.02782 0.02005 -0.1270 0.4769 1.0000
9.500 1.5849 0.02822 0.02042 -0.1251 0.4607 1.0000
9.750 1.5992 0.02873 0.02089 -0.1229 0.4444 1.0000
10.000 1.6120 0.02933 0.02146 -0.1206 0.4281 1.0000
10.250 1.6229 0.03003 0.02212 -0.1181 0.4119 1.0000
10.500 1.6284 0.03094 0.02303 -0.1150 0.3961 1.0000
10.750 1.6327 0.03198 0.02408 -0.1120 0.3805 1.0000
11.000 1.6373 0.03309 0.02521 -0.1091 0.3650 1.0000
11.250 1.6421 0.03428 0.02640 -0.1064 0.3498 1.0000
11.500 1.6469 0.03554 0.02765 -0.1039 0.3349 1.0000
11.750 1.6522 0.03685 0.02895 -0.1015 0.3205 1.0000
12.000 1.6580 0.03819 0.03027 -0.0992 0.3064 1.0000
12.250 1.6648 0.03955 0.03158 -0.0971 0.2927 1.0000
12.500 1.6722 0.04092 0.03289 -0.0952 0.2793 1.0000
12.750 1.6689 0.04287 0.03497 -0.0925 0.2672 1.0000
13.000 1.6711 0.04467 0.03681 -0.0904 0.2551 1.0000
13.250 1.6760 0.04635 0.03847 -0.0886 0.2435 1.0000
13.500 1.6846 0.04786 0.03986 -0.0871 0.2316 1.0000
13.750 1.6773 0.05036 0.04259 -0.0848 0.2217 1.0000
14.000 1.6794 0.05240 0.04465 -0.0832 0.2116 1.0000
14.250 1.6873 0.05406 0.04620 -0.0819 0.2010 1.0000
14.500 1.6784 0.05695 0.04934 -0.0800 0.1925 1.0000
14.750 1.6804 0.05918 0.05157 -0.0786 0.1833 1.0000
15.000 1.6807 0.06149 0.05390 -0.0774 0.1744 1.0000
15.250 1.6750 0.06455 0.05714 -0.0761 0.1665 1.0000
15.500 1.6801 0.06665 0.05916 -0.0751 0.1577 1.0000
15.750 1.6703 0.07023 0.06297 -0.0742 0.1506 1.0000
16.000 1.6703 0.07298 0.06574 -0.0734 0.1429 1.0000
16.250 1.6660 0.07615 0.06898 -0.0728 0.1356 1.0000
16.500 1.6599 0.07980 0.07278 -0.0723 0.1289 1.0000
16.750 1.6659 0.08194 0.07476 -0.0719 0.1210 1.0000
17.000 1.6488 0.08706 0.08024 -0.0720 0.1161 1.0000
17.250 1.6524 0.08955 0.08263 -0.0718 0.1090 1.0000
17.500 1.6371 0.09473 0.08810 -0.0724 0.1044 1.0000
17.750 1.6395 0.09748 0.09079 -0.0725 0.0982 1.0000
18.000 1.6251 0.10278 0.09636 -0.0736 0.0940 1.0000
18.250 1.6279 0.10553 0.09904 -0.0739 0.0885 1.0000
18.500 1.6125 0.11126 0.10506 -0.0756 0.0852 1.0000
18.750 1.6192 0.11342 0.10712 -0.0757 0.0800 1.0000
19.000 1.6008 0.11991 0.11394 -0.0782 0.0776 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)