ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 46.02 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-arad6-il-50000.txt Download as CSV file: xf-arad6-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: ARA-D 6% 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3508 0.11141 0.10447 -0.0243 1.0000 0.1281
-7.750 -0.3614 0.11102 0.10421 -0.0236 1.0000 0.1307
-7.500 -0.3724 0.11154 0.10489 -0.0255 1.0000 0.1319
-7.250 -0.3620 0.10571 0.09909 -0.0226 1.0000 0.1348
-7.000 -0.3569 0.10246 0.09589 -0.0210 1.0000 0.1390
-6.750 -0.3577 0.10058 0.09409 -0.0212 1.0000 0.1433
-6.500 -0.3607 0.10075 0.09435 -0.0262 1.0000 0.1466
-6.250 -0.3560 0.09614 0.08981 -0.0234 1.0000 0.1490
-6.000 -0.3508 0.09280 0.08652 -0.0212 1.0000 0.1537
-5.750 -0.3446 0.09138 0.08513 -0.0254 1.0000 0.1604
-5.500 -0.3384 0.08796 0.08177 -0.0257 1.0000 0.1636
-5.250 -0.3324 0.08476 0.07861 -0.0237 1.0000 0.1694
-5.000 -0.3163 0.08247 0.07631 -0.0301 1.0000 0.1773
-4.750 -0.3113 0.07897 0.07285 -0.0268 1.0000 0.1829
-4.500 -0.2927 0.07615 0.07001 -0.0317 1.0000 0.1927
-4.000 -0.2557 0.07047 0.06428 -0.0375 1.0000 0.2204
-3.750 -0.2405 0.06733 0.06115 -0.0381 1.0000 0.2354
-3.500 -0.2254 0.06420 0.05803 -0.0383 1.0000 0.2510
-3.250 -0.2089 0.06121 0.05506 -0.0385 1.0000 0.2684
-3.000 -0.1858 0.05839 0.05219 -0.0410 1.0000 0.2950
-2.750 -0.1675 0.05560 0.04941 -0.0414 1.0000 0.3248
-2.250 -0.1402 0.05035 0.04428 -0.0380 1.0000 0.4140
-1.500 0.1027 0.03832 0.02981 -0.0839 1.0000 0.1708
-1.250 0.1442 0.03600 0.02700 -0.0873 1.0000 0.1688
-1.000 0.1838 0.03405 0.02452 -0.0900 1.0000 0.1708
-0.750 0.2187 0.03274 0.02279 -0.0918 1.0000 0.1882
-0.500 0.2511 0.03166 0.02147 -0.0931 1.0000 0.2125
-0.250 0.2831 0.03084 0.02041 -0.0943 1.0000 0.2412
0.000 0.3134 0.03031 0.01959 -0.0950 1.0000 0.2709
0.250 0.3429 0.02994 0.01911 -0.0955 1.0000 0.3111
0.500 0.3731 0.02959 0.01883 -0.0964 1.0000 0.3675
0.750 0.4147 0.02773 0.01857 -0.0988 1.0000 0.6691
1.000 0.4206 0.02831 0.01873 -0.0956 1.0000 1.0000
1.250 0.4423 0.02922 0.01925 -0.0955 1.0000 1.0000
1.500 0.4628 0.03019 0.01998 -0.0954 1.0000 1.0000
1.750 0.4826 0.03122 0.02086 -0.0953 1.0000 1.0000
2.000 0.5019 0.03232 0.02184 -0.0953 1.0000 1.0000
2.250 0.5207 0.03348 0.02293 -0.0953 1.0000 1.0000
2.500 0.5390 0.03472 0.02414 -0.0954 1.0000 1.0000
2.750 0.5566 0.03605 0.02543 -0.0954 1.0000 1.0000
3.000 0.6146 0.03720 0.02657 -0.1028 0.9788 1.0000
3.250 0.6776 0.03797 0.02738 -0.1102 0.9525 1.0000
3.500 0.7415 0.03827 0.02776 -0.1168 0.9271 1.0000
3.750 0.7911 0.03832 0.02793 -0.1205 0.9016 1.0000
4.000 0.8375 0.03812 0.02793 -0.1231 0.8762 1.0000
4.250 0.8886 0.03742 0.02743 -0.1257 0.8510 1.0000
4.500 0.9488 0.03576 0.02609 -0.1286 0.8261 1.0000
4.750 1.0093 0.03328 0.02393 -0.1302 0.7993 1.0000
5.000 1.0540 0.03101 0.02194 -0.1289 0.7658 1.0000
5.250 1.1018 0.02805 0.01928 -0.1267 0.7231 1.0000
5.500 1.1392 0.02573 0.01695 -0.1228 0.6549 1.0000
5.750 1.1633 0.02528 0.01599 -0.1182 0.5552 1.0000
6.000 1.1828 0.02633 0.01635 -0.1149 0.4705 1.0000
6.250 1.2038 0.02783 0.01740 -0.1129 0.4128 1.0000
6.500 1.2269 0.02945 0.01871 -0.1115 0.3701 1.0000
6.750 1.2515 0.03116 0.02015 -0.1106 0.3355 1.0000
7.000 1.2763 0.03302 0.02186 -0.1098 0.3065 1.0000
7.250 1.2994 0.03498 0.02391 -0.1088 0.2810 1.0000
7.500 1.3239 0.03716 0.02605 -0.1081 0.2593 1.0000
7.750 1.3447 0.03935 0.02843 -0.1068 0.2394 1.0000
8.000 1.3666 0.04181 0.03105 -0.1057 0.2229 1.0000
8.250 1.3865 0.04420 0.03358 -0.1044 0.2068 1.0000
8.500 1.4038 0.04718 0.03698 -0.1027 0.1947 1.0000
8.750 1.4184 0.05017 0.04031 -0.1007 0.1831 1.0000
9.000 1.4336 0.05320 0.04357 -0.0990 0.1724 1.0000
9.250 1.4422 0.05688 0.04776 -0.0963 0.1652 1.0000
9.500 1.4490 0.06066 0.05190 -0.0938 0.1577 1.0000
9.750 1.4546 0.06399 0.05556 -0.0912 0.1498 1.0000
10.000 1.4566 0.06872 0.06062 -0.0885 0.1456 1.0000
10.250 1.4393 0.07379 0.06628 -0.0843 0.1442 1.0000
10.500 1.4183 0.07893 0.07185 -0.0804 0.1434 1.0000
10.750 1.3934 0.08414 0.07739 -0.0768 0.1435 1.0000
11.000 1.3652 0.08923 0.08269 -0.0734 0.1443 1.0000
11.250 1.3373 0.09479 0.08840 -0.0711 0.1454 1.0000
11.500 1.3118 0.10107 0.09479 -0.0705 0.1463 1.0000
11.750 1.2893 0.10801 0.10181 -0.0711 0.1471 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il)