Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 47.09 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-prandtl-d-tip-ns-200000.txt Download as CSV file: xf-prandtl-d-tip-ns-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerody
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-20.000 -0.8157 0.24862 0.24470 0.0694 1.0000 0.0216
-19.750 -0.8077 0.24555 0.24162 0.0676 1.0000 0.0222
-19.500 -0.7998 0.24242 0.23849 0.0658 1.0000 0.0230
-19.250 -0.7919 0.23920 0.23528 0.0639 1.0000 0.0238
-19.000 -0.7842 0.23589 0.23197 0.0620 1.0000 0.0246
-18.750 -0.7766 0.23248 0.22857 0.0600 1.0000 0.0258
-18.500 -0.7693 0.22915 0.22524 0.0578 1.0000 0.0268
-18.250 -0.7630 0.22602 0.22212 0.0550 1.0000 0.0278
-18.000 -0.7602 0.22370 0.21983 0.0514 1.0000 0.0284
-17.750 -0.7560 0.22086 0.21700 0.0486 1.0000 0.0286
-17.500 -0.7505 0.21762 0.21378 0.0462 1.0000 0.0287
-17.250 -0.7443 0.21405 0.21022 0.0440 1.0000 0.0288
-17.000 -0.7381 0.21028 0.20645 0.0419 1.0000 0.0288
-16.750 -0.7313 0.20311 0.19931 0.0410 1.0000 0.0296
-16.500 -0.7182 0.19929 0.19544 0.0412 1.0000 0.0304
-16.250 -0.7084 0.19617 0.19230 0.0406 1.0000 0.0315
-16.000 -0.7007 0.19285 0.18899 0.0392 1.0000 0.0325
-15.750 -0.6937 0.18940 0.18554 0.0376 1.0000 0.0337
-15.500 -0.6875 0.18574 0.18189 0.0359 1.0000 0.0350
-15.250 -0.6825 0.18183 0.17799 0.0338 1.0000 0.0371
-15.000 -0.5416 0.16243 0.15913 0.0246 1.0000 0.0422
-14.750 -0.5333 0.15979 0.15648 0.0240 1.0000 0.0436
-14.500 -0.5288 0.15703 0.15371 0.0228 1.0000 0.0452
-14.250 -0.5262 0.15412 0.15079 0.0212 1.0000 0.0469
-14.000 -0.5259 0.15108 0.14774 0.0194 1.0000 0.0488
-13.750 -0.5344 0.14819 0.14485 0.0161 1.0000 0.0512
-13.500 -0.5478 0.14535 0.14202 0.0121 1.0000 0.0521
-13.250 -0.5529 0.14155 0.13823 0.0094 1.0000 0.0523
-13.000 -0.5557 0.13717 0.13385 0.0071 1.0000 0.0525
-12.750 -0.5612 0.13102 0.12773 0.0049 1.0000 0.0530
-12.500 -0.5583 0.12652 0.12322 0.0043 1.0000 0.0535
-12.250 -0.5703 0.11494 0.11163 0.0022 1.0000 0.0317
-12.000 -0.6883 0.10895 0.10538 0.0012 1.0000 0.0281
-11.750 -0.7016 0.10122 0.09769 -0.0022 1.0000 0.0272
-11.500 -0.7272 0.08947 0.08599 -0.0085 1.0000 0.0261
-11.250 -0.7602 0.07631 0.07277 -0.0182 1.0000 0.0251
-11.000 -0.7894 0.06677 0.06315 -0.0264 1.0000 0.0247
-10.750 -0.8170 0.05992 0.05613 -0.0312 1.0000 0.0240
-10.500 -0.8393 0.05535 0.05137 -0.0325 1.0000 0.0237
-10.250 -0.8657 0.05112 0.04690 -0.0308 1.0000 0.0233
-10.000 -0.8847 0.04749 0.04300 -0.0277 1.0000 0.0231
-9.750 -0.8993 0.04310 0.03818 -0.0248 1.0000 0.0226
-9.500 -0.9050 0.03900 0.03362 -0.0219 1.0000 0.0222
-9.250 -0.9018 0.03555 0.02977 -0.0194 1.0000 0.0221
-9.000 -0.8935 0.03261 0.02646 -0.0172 1.0000 0.0225
-8.750 -0.8812 0.03015 0.02365 -0.0152 1.0000 0.0233
-8.500 -0.8663 0.02795 0.02116 -0.0134 1.0000 0.0243
-8.250 -0.8495 0.02594 0.01889 -0.0116 1.0000 0.0258
-8.000 -0.8310 0.02432 0.01703 -0.0100 1.0000 0.0279
-7.750 -0.8157 0.02209 0.01466 -0.0081 1.0000 0.0318
-7.500 -0.7966 0.02117 0.01369 -0.0067 1.0000 0.0370
-7.250 -0.7792 0.01964 0.01204 -0.0048 1.0000 0.0424
-7.000 -0.7599 0.01882 0.01118 -0.0034 1.0000 0.0506
-6.750 -0.7432 0.01754 0.00990 -0.0014 1.0000 0.0594
-6.500 -0.7249 0.01660 0.00897 0.0003 1.0000 0.0723
-6.250 -0.7058 0.01579 0.00815 0.0019 1.0000 0.0903
-6.000 -0.6878 0.01491 0.00736 0.0036 1.0000 0.1129
-5.750 -0.6684 0.01425 0.00681 0.0051 1.0000 0.1408
-5.500 -0.6485 0.01367 0.00632 0.0065 1.0000 0.1699
-5.250 -0.6283 0.01317 0.00591 0.0079 1.0000 0.1997
-5.000 -0.6082 0.01269 0.00556 0.0092 1.0000 0.2302
-4.750 -0.5881 0.01226 0.00523 0.0107 1.0000 0.2612
-4.500 -0.5678 0.01188 0.00493 0.0121 1.0000 0.2942
-4.250 -0.5480 0.01149 0.00464 0.0136 1.0000 0.3279
-4.000 -0.5281 0.01114 0.00440 0.0151 1.0000 0.3639
-3.750 -0.5087 0.01080 0.00421 0.0167 1.0000 0.4012
-3.500 -0.4894 0.01049 0.00404 0.0183 1.0000 0.4402
-3.250 -0.4702 0.01021 0.00391 0.0200 1.0000 0.4799
-3.000 -0.4513 0.00996 0.00381 0.0218 1.0000 0.5219
-2.750 -0.4327 0.00974 0.00374 0.0236 1.0000 0.5651
-2.500 -0.4143 0.00956 0.00372 0.0255 1.0000 0.6081
-2.250 -0.3961 0.00941 0.00373 0.0275 1.0000 0.6496
-2.000 -0.3782 0.00929 0.00377 0.0295 1.0000 0.6912
-1.750 -0.3605 0.00919 0.00383 0.0315 1.0000 0.7331
-1.500 -0.3263 0.00916 0.00395 0.0303 0.9951 0.7818
-1.250 -0.2813 0.00913 0.00409 0.0271 0.9872 0.8311
-1.000 -0.2323 0.00915 0.00420 0.0231 0.9803 0.8735
-0.750 -0.1763 0.00923 0.00431 0.0178 0.9749 0.9079
-0.500 -0.1169 0.00933 0.00441 0.0117 0.9702 0.9296
-0.250 -0.0587 0.00939 0.00446 0.0058 0.9633 0.9449
0.000 0.0027 0.00941 0.00448 -0.0006 0.9569 0.9533
0.250 0.0596 0.00941 0.00447 -0.0062 0.9460 0.9621
0.500 0.1162 0.00935 0.00443 -0.0117 0.9295 0.9690
0.750 0.1695 0.00926 0.00433 -0.0164 0.9055 0.9760
1.000 0.2177 0.00921 0.00425 -0.0202 0.8718 0.9843
1.250 0.2651 0.00913 0.00408 -0.0238 0.8313 0.9919
1.500 0.3093 0.00908 0.00389 -0.0269 0.7850 1.0000
1.750 0.3271 0.00912 0.00377 -0.0248 0.7425 1.0000
2.000 0.3454 0.00920 0.00371 -0.0228 0.7025 1.0000
2.250 0.3642 0.00931 0.00367 -0.0210 0.6630 1.0000
2.500 0.3834 0.00945 0.00365 -0.0192 0.6223 1.0000
2.750 0.4031 0.00962 0.00366 -0.0175 0.5811 1.0000
3.000 0.4229 0.00982 0.00371 -0.0159 0.5387 1.0000
3.250 0.4430 0.01006 0.00381 -0.0143 0.4959 1.0000
3.500 0.4634 0.01034 0.00393 -0.0129 0.4547 1.0000
3.750 0.4840 0.01064 0.00409 -0.0115 0.4160 1.0000
4.000 0.5047 0.01097 0.00428 -0.0101 0.3778 1.0000
4.250 0.5257 0.01131 0.00450 -0.0088 0.3407 1.0000
4.500 0.5466 0.01170 0.00476 -0.0076 0.3064 1.0000
4.750 0.5680 0.01208 0.00508 -0.0064 0.2727 1.0000
5.000 0.5891 0.01251 0.00540 -0.0052 0.2407 1.0000
5.250 0.6102 0.01297 0.00575 -0.0040 0.2101 1.0000
5.500 0.6314 0.01344 0.00614 -0.0029 0.1788 1.0000
5.750 0.6522 0.01400 0.00661 -0.0016 0.1496 1.0000
6.000 0.6726 0.01465 0.00715 -0.0004 0.1208 1.0000
6.250 0.6924 0.01540 0.00780 0.0010 0.0955 1.0000
6.500 0.7105 0.01641 0.00869 0.0026 0.0769 1.0000
6.750 0.7290 0.01740 0.00971 0.0042 0.0626 1.0000
7.000 0.7480 0.01835 0.01069 0.0058 0.0523 1.0000
7.250 0.7671 0.01941 0.01186 0.0075 0.0448 1.0000
7.500 0.7831 0.02101 0.01345 0.0093 0.0380 1.0000
7.750 0.8029 0.02209 0.01471 0.0109 0.0334 1.0000
8.000 0.8204 0.02330 0.01595 0.0123 0.0292 1.0000
8.250 0.8359 0.02551 0.01837 0.0142 0.0261 1.0000
8.500 0.8530 0.02737 0.02050 0.0160 0.0245 1.0000
8.750 0.8680 0.02953 0.02296 0.0179 0.0232 1.0000
9.000 0.8804 0.03202 0.02577 0.0199 0.0225 1.0000
9.250 0.8893 0.03482 0.02892 0.0222 0.0219 1.0000
9.500 0.8932 0.03810 0.03265 0.0247 0.0217 1.0000
9.750 0.8897 0.04195 0.03694 0.0274 0.0220 1.0000
10.000 0.8791 0.04602 0.04140 0.0303 0.0224 1.0000
10.250 0.8619 0.04986 0.04554 0.0331 0.0226 1.0000
10.500 0.8392 0.05358 0.04948 0.0354 0.0230 1.0000
10.750 0.8165 0.05802 0.05406 0.0349 0.0233 1.0000
11.000 0.7927 0.06386 0.06008 0.0312 0.0236 1.0000
11.250 0.7661 0.07215 0.06851 0.0242 0.0240 1.0000
11.500 0.7347 0.08411 0.08057 0.0145 0.0246 1.0000
11.750 0.7063 0.09650 0.09295 0.0070 0.0257 1.0000
12.000 0.6881 0.10575 0.10215 0.0027 0.0266 1.0000
12.250 0.5806 0.10377 0.10040 0.0070 0.0270 1.0000
12.500 0.5747 0.10955 0.10619 0.0052 0.0278 1.0000
12.750 0.5378 0.12538 0.12195 -0.0014 0.0367 1.0000
13.250 0.5408 0.13808 0.13468 -0.0025 0.0508 1.0000
13.500 0.5384 0.14228 0.13887 -0.0045 0.0507 1.0000
13.750 0.5347 0.14584 0.14242 -0.0067 0.0505 1.0000
14.000 0.5257 0.14866 0.14525 -0.0096 0.0501 1.0000
14.250 0.5125 0.15117 0.14775 -0.0135 0.0483 1.0000
14.500 0.5112 0.15415 0.15073 -0.0156 0.0461 1.0000
14.750 0.5130 0.15702 0.15361 -0.0171 0.0444 1.0000
15.000 0.5165 0.15979 0.15638 -0.0185 0.0428 1.0000
15.250 0.5216 0.16245 0.15905 -0.0195 0.0415 1.0000
15.500 0.5303 0.16514 0.16176 -0.0199 0.0402 1.0000
15.750 0.6835 0.18832 0.18440 -0.0329 0.0353 1.0000
16.000 0.6893 0.19197 0.18805 -0.0349 0.0330 1.0000
16.250 0.6958 0.19554 0.19162 -0.0366 0.0320 1.0000
16.500 0.7030 0.19896 0.19503 -0.0381 0.0309 1.0000
16.750 0.7111 0.20212 0.19819 -0.0392 0.0297 1.0000
17.000 0.7195 0.20534 0.20142 -0.0403 0.0291 1.0000
17.250 0.7330 0.21263 0.20870 -0.0386 0.0274 1.0000
17.500 0.7395 0.21649 0.21259 -0.0406 0.0274 1.0000
17.750 0.7457 0.22011 0.21620 -0.0428 0.0273 1.0000
18.000 0.7523 0.22363 0.21971 -0.0449 0.0272 1.0000
18.250 0.7576 0.22678 0.22285 -0.0473 0.0271 1.0000
18.500 0.7620 0.22947 0.22552 -0.0502 0.0269 1.0000
18.750 0.7664 0.23200 0.22803 -0.0534 0.0265 1.0000
19.000 0.7726 0.23505 0.23107 -0.0565 0.0253 1.0000
19.250 0.7801 0.23845 0.23446 -0.0586 0.0244 1.0000
19.500 0.7878 0.24179 0.23780 -0.0606 0.0237 1.0000
19.750 0.7956 0.24512 0.24113 -0.0625 0.0226 1.0000
20.000 0.8034 0.24837 0.24438 -0.0644 0.0218 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns)