ARA-D 10% AIRFOIL (arad10-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ARA-D 10% AIRFOIL (arad10-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.27 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-arad10-il-100000.txt Download as CSV file: xf-arad10-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: ARA-D 10% 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3582 0.10554 0.10046 -0.0207 1.0000 0.0941
-8.250 -0.3750 0.10421 0.09924 -0.0250 1.0000 0.0961
-8.000 -0.3921 0.10242 0.09753 -0.0335 1.0000 0.0967
-7.750 -0.3740 0.09676 0.09193 -0.0266 1.0000 0.0981
-7.500 -0.3580 0.09344 0.08863 -0.0231 1.0000 0.1007
-7.250 -0.3549 0.09081 0.08606 -0.0229 1.0000 0.1037
-7.000 -0.3580 0.08829 0.08361 -0.0247 1.0000 0.1074
-6.750 -0.3699 0.08608 0.08131 -0.0394 1.0000 0.1107
-6.500 -0.3647 0.08162 0.07702 -0.0324 1.0000 0.1120
-6.250 -0.3596 0.07898 0.07445 -0.0282 1.0000 0.1137
-6.000 -0.3558 0.07655 0.07208 -0.0265 1.0000 0.1161
-5.750 -0.3518 0.07397 0.06951 -0.0268 1.0000 0.1197
-5.500 -0.3390 0.06971 0.06501 -0.0367 1.0000 0.1267
-5.250 -0.3351 0.06686 0.06228 -0.0332 1.0000 0.1281
-5.000 -0.3288 0.06455 0.06003 -0.0310 1.0000 0.1305
-4.750 -0.3021 0.06163 0.05668 -0.0394 1.0000 0.1424
-4.500 -0.2972 0.05824 0.05348 -0.0365 1.0000 0.1441
-4.250 -0.2893 0.05622 0.05155 -0.0341 1.0000 0.1478
-4.000 -0.2260 0.04194 0.03565 -0.0486 1.0000 0.0967
-3.750 -0.2074 0.03899 0.03273 -0.0486 1.0000 0.0949
-3.500 -0.1772 0.03505 0.02818 -0.0506 1.0000 0.0954
-3.250 -0.1332 0.03188 0.02461 -0.0547 0.9962 0.0997
-3.000 -0.0855 0.02994 0.02222 -0.0588 0.9908 0.1085
-2.750 -0.0390 0.02841 0.02051 -0.0630 0.9850 0.1184
-2.500 0.0075 0.02684 0.01852 -0.0667 0.9786 0.1294
-2.250 0.0561 0.02596 0.01731 -0.0706 0.9721 0.1421
-2.000 0.0988 0.02498 0.01633 -0.0738 0.9637 0.1551
-1.750 0.1475 0.02404 0.01530 -0.0779 0.9574 0.1706
-1.500 0.1890 0.02328 0.01452 -0.0806 0.9477 0.1871
-1.250 0.2399 0.02248 0.01364 -0.0848 0.9416 0.2099
-1.000 0.2809 0.02170 0.01305 -0.0874 0.9310 0.2332
-0.750 0.3367 0.02054 0.01206 -0.0923 0.9248 0.2689
-0.500 0.3782 0.01955 0.01128 -0.0941 0.9112 0.3113
-0.250 0.4179 0.01818 0.01059 -0.0956 0.8981 0.4300
0.000 0.4500 0.01644 0.00995 -0.0942 0.8847 1.0000
0.250 0.4841 0.01619 0.00946 -0.0942 0.8705 1.0000
0.500 0.5149 0.01598 0.00908 -0.0936 0.8553 1.0000
0.750 0.5433 0.01583 0.00878 -0.0926 0.8391 1.0000
1.000 0.5703 0.01573 0.00856 -0.0914 0.8216 1.0000
1.250 0.5966 0.01567 0.00838 -0.0901 0.8033 1.0000
1.500 0.6228 0.01564 0.00824 -0.0889 0.7843 1.0000
1.750 0.6490 0.01562 0.00812 -0.0876 0.7644 1.0000
2.000 0.6752 0.01562 0.00799 -0.0864 0.7439 1.0000
2.250 0.7016 0.01564 0.00787 -0.0852 0.7230 1.0000
2.500 0.7272 0.01573 0.00786 -0.0840 0.6983 1.0000
2.750 0.7532 0.01581 0.00779 -0.0829 0.6733 1.0000
3.000 0.7787 0.01594 0.00781 -0.0818 0.6445 1.0000
3.250 0.8041 0.01611 0.00783 -0.0806 0.6130 1.0000
3.500 0.8290 0.01634 0.00787 -0.0795 0.5774 1.0000
3.750 0.8534 0.01666 0.00794 -0.0783 0.5380 1.0000
4.000 0.8773 0.01711 0.00815 -0.0772 0.4938 1.0000
4.250 0.9008 0.01770 0.00840 -0.0761 0.4533 1.0000
4.500 0.9246 0.01838 0.00880 -0.0752 0.4166 1.0000
4.750 0.9487 0.01910 0.00926 -0.0745 0.3877 1.0000
5.000 0.9733 0.01982 0.00982 -0.0739 0.3631 1.0000
5.250 0.9982 0.02057 0.01039 -0.0734 0.3435 1.0000
5.500 1.0233 0.02133 0.01103 -0.0730 0.3268 1.0000
5.750 1.0486 0.02212 0.01171 -0.0726 0.3123 1.0000
6.000 1.0740 0.02294 0.01244 -0.0722 0.2997 1.0000
6.250 1.0999 0.02382 0.01314 -0.0720 0.2885 1.0000
6.500 1.1248 0.02458 0.01398 -0.0715 0.2773 1.0000
6.750 1.1503 0.02550 0.01487 -0.0712 0.2678 1.0000
7.000 1.1757 0.02635 0.01566 -0.0710 0.2586 1.0000
7.250 1.2003 0.02732 0.01674 -0.0705 0.2500 1.0000
7.500 1.2259 0.02825 0.01759 -0.0703 0.2422 1.0000
7.750 1.2497 0.02930 0.01878 -0.0698 0.2345 1.0000
8.000 1.2742 0.03023 0.01971 -0.0694 0.2272 1.0000
8.250 1.2982 0.03145 0.02100 -0.0690 0.2207 1.0000
8.500 1.3205 0.03245 0.02217 -0.0683 0.2138 1.0000
8.750 1.3465 0.03375 0.02332 -0.0683 0.2079 1.0000
9.000 1.3652 0.03492 0.02486 -0.0671 0.2016 1.0000
9.250 1.3879 0.03599 0.02598 -0.0665 0.1959 1.0000
9.500 1.4099 0.03752 0.02758 -0.0660 0.1908 1.0000
9.750 1.4270 0.03890 0.02928 -0.0646 0.1851 1.0000
10.000 1.4485 0.04007 0.03048 -0.0640 0.1802 1.0000
10.250 1.4680 0.04186 0.03237 -0.0632 0.1758 1.0000
10.500 1.4794 0.04362 0.03454 -0.0612 0.1709 1.0000
10.750 1.4977 0.04495 0.03597 -0.0602 0.1664 1.0000
11.000 1.5223 0.04672 0.03759 -0.0603 0.1624 1.0000
11.250 1.5207 0.04912 0.04059 -0.0569 0.1588 1.0000
11.500 1.5265 0.05125 0.04304 -0.0545 0.1549 1.0000
11.750 1.5435 0.05261 0.04445 -0.0535 0.1512 1.0000
12.000 1.5641 0.05467 0.04643 -0.0533 0.1477 1.0000
12.250 1.5453 0.05801 0.05034 -0.0484 0.1456 1.0000
12.500 1.5243 0.06157 0.05431 -0.0439 0.1436 1.0000
12.750 1.4975 0.06514 0.05819 -0.0390 0.1421 1.0000
13.000 1.4638 0.06961 0.06295 -0.0350 0.1412 1.0000
13.250 1.4051 0.07732 0.07101 -0.0329 0.1416 1.0000
13.500 1.2708 0.09858 0.09266 -0.0402 0.1457 1.0000
13.750 1.4391 0.07959 0.07326 -0.0313 0.1356 1.0000
14.000 1.4086 0.08597 0.07981 -0.0315 0.1348 1.0000
14.250 1.0276 0.18600 0.18016 -0.0880 0.1926 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ARA-D 10% AIRFOIL (arad10-il)