DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae31-il-50000.txt Download as CSV file: xf-dae31-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3439 0.14118 0.13532 -0.0191 1.0000 0.1237
-8.000 -0.3622 0.14215 0.13638 -0.0184 1.0000 0.1243
-7.750 -0.3838 0.14331 0.13763 -0.0173 1.0000 0.1247
-7.500 -0.3453 0.13318 0.12746 -0.0153 1.0000 0.1291
-7.250 -0.3472 0.13123 0.12555 -0.0139 1.0000 0.1320
-7.000 -0.3539 0.12989 0.12427 -0.0127 1.0000 0.1350
-6.750 -0.3661 0.12930 0.12376 -0.0114 1.0000 0.1375
-6.500 -0.3857 0.12963 0.12417 -0.0099 1.0000 0.1391
-6.250 -0.4075 0.13035 0.12498 -0.0095 1.0000 0.1400
-6.000 -0.4232 0.13115 0.12586 -0.0135 1.0000 0.1407
-5.750 -0.4009 0.12284 0.11756 -0.0058 1.0000 0.1445
-5.500 -0.4009 0.12047 0.11523 -0.0043 1.0000 0.1481
-5.250 -0.4060 0.11876 0.11357 -0.0039 1.0000 0.1521
-5.000 -0.4142 0.11813 0.11299 -0.0067 1.0000 0.1562
-4.750 -0.4159 0.11683 0.11173 -0.0129 1.0000 0.1586
-4.500 -0.4133 0.11221 0.10716 -0.0062 1.0000 0.1616
-4.250 -0.4106 0.10964 0.10461 -0.0045 1.0000 0.1665
-4.000 -0.3952 0.10989 0.10480 -0.0200 1.0000 0.1764
-3.750 -0.4005 0.10491 0.09992 -0.0115 1.0000 0.1788
-3.500 -0.3983 0.10208 0.09714 -0.0078 1.0000 0.1847
-3.250 -0.3787 0.10011 0.09510 -0.0179 1.0000 0.1966
-3.000 -0.3803 0.09683 0.09190 -0.0122 1.0000 0.2011
-2.750 -0.3575 0.09469 0.08970 -0.0205 1.0000 0.2163
-2.500 -0.3580 0.09162 0.08669 -0.0155 1.0000 0.2213
-2.250 -0.3366 0.08918 0.08421 -0.0213 1.0000 0.2372
-2.000 -0.3148 0.08713 0.08210 -0.0259 1.0000 0.2555
-1.750 -0.3153 0.08410 0.07917 -0.0209 1.0000 0.2619
-1.500 -0.2832 0.08294 0.07788 -0.0287 1.0000 0.2934
-1.250 -0.2832 0.07957 0.07463 -0.0242 1.0000 0.3003
-1.000 -0.2694 0.07750 0.07258 -0.0244 1.0000 0.3228
-0.500 -0.2442 0.07370 0.06884 -0.0235 1.0000 0.3848
0.500 -0.2397 0.06624 0.06173 -0.0044 1.0000 0.5863
0.750 -0.2407 0.06393 0.05951 0.0012 1.0000 0.6278
1.000 -0.2330 0.06186 0.05749 0.0042 1.0000 0.6665
1.250 -0.1997 0.06053 0.05612 -0.0001 0.9977 0.6970
1.500 0.1841 0.05913 0.05014 -0.0960 0.9853 0.1523
1.750 0.2245 0.05986 0.05034 -0.0992 0.9759 0.1566
2.000 0.2621 0.06062 0.05084 -0.1022 0.9666 0.1625
2.250 0.3058 0.06231 0.05215 -0.1058 0.9572 0.1774
2.500 0.3439 0.06350 0.05322 -0.1086 0.9444 0.2024
2.750 0.3751 0.06439 0.05415 -0.1104 0.9314 0.2464
3.000 0.4063 0.06308 0.05473 -0.1112 0.9211 1.0000
3.250 0.4374 0.06555 0.05653 -0.1130 0.9088 1.0000
3.500 0.4734 0.06841 0.05900 -0.1157 0.8942 1.0000
3.750 0.4966 0.07011 0.06049 -0.1166 0.8783 1.0000
4.000 0.5113 0.07149 0.06173 -0.1162 0.8635 1.0000
4.250 0.5287 0.07337 0.06347 -0.1164 0.8505 1.0000
4.500 0.5608 0.07630 0.06622 -0.1186 0.8394 1.0000
4.750 0.5941 0.07884 0.06861 -0.1205 0.8223 1.0000
5.000 0.5984 0.07973 0.06947 -0.1190 0.8083 1.0000
5.250 0.6119 0.08175 0.07144 -0.1188 0.7968 1.0000
5.500 0.6385 0.08417 0.07377 -0.1199 0.7826 1.0000
5.750 0.6591 0.08582 0.07537 -0.1200 0.7631 1.0000
6.000 0.7602 0.08168 0.07092 -0.1211 0.6799 1.0000
6.250 0.7978 0.08265 0.07185 -0.1220 0.6662 1.0000
6.500 0.7928 0.08496 0.07420 -0.1204 0.6542 1.0000
6.750 0.8090 0.08663 0.07588 -0.1200 0.6409 1.0000
7.000 0.8325 0.08809 0.07734 -0.1199 0.6281 1.0000
7.250 0.8716 0.08876 0.07800 -0.1205 0.6154 1.0000
7.500 0.8719 0.09124 0.08054 -0.1195 0.6028 1.0000
7.750 0.8801 0.09348 0.08284 -0.1188 0.5902 1.0000
8.000 0.9015 0.09499 0.08438 -0.1185 0.5775 1.0000
8.250 0.9481 0.09481 0.08424 -0.1188 0.5658 1.0000
8.500 0.9367 0.09844 0.08793 -0.1178 0.5526 1.0000
8.750 0.9419 0.10117 0.09072 -0.1173 0.5406 1.0000
9.000 0.9669 0.10234 0.09198 -0.1169 0.5282 1.0000
9.250 0.9942 0.10320 0.09291 -0.1164 0.5162 1.0000
9.500 0.9824 0.10757 0.09734 -0.1161 0.5040 1.0000
9.750 0.9963 0.10971 0.09956 -0.1156 0.4921 1.0000
10.000 1.0459 0.10823 0.09820 -0.1146 0.4804 1.0000
10.250 1.0178 0.11464 0.10464 -0.1149 0.4684 1.0000
10.500 1.0240 0.11774 0.10785 -0.1147 0.4576 1.0000
10.750 1.0643 0.11691 0.10712 -0.1135 0.4453 1.0000
11.000 1.0372 0.12384 0.11412 -0.1145 0.4355 1.0000
11.250 1.0496 0.12632 0.11669 -0.1142 0.4245 1.0000
11.500 1.0986 0.12414 0.11466 -0.1122 0.4121 1.0000
11.750 1.0523 0.13406 0.12460 -0.1150 0.4054 1.0000
12.000 1.0816 0.13448 0.12515 -0.1138 0.3933 1.0000
12.250 1.0576 0.14181 0.13253 -0.1161 0.3879 1.0000
12.500 1.0832 0.14280 0.13363 -0.1150 0.3760 1.0000
12.750 1.0638 0.14977 0.14066 -0.1176 0.3727 1.0000
13.000 1.0574 0.15508 0.14604 -0.1193 0.3692 1.0000
13.250 1.0388 0.16351 0.15454 -0.1236 0.3840 1.0000
13.500 1.0549 0.16746 0.15860 -0.1243 0.3800 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)