DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 31.26 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae11-il-100000.txt Download as CSV file: xf-dae11-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DAE-11 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.0482 0.13919 0.13460 -0.0796 0.8944 0.0544
-13.250 -0.0518 0.13917 0.13458 -0.0821 0.8919 0.0546
-13.000 -0.0566 0.13892 0.13434 -0.0844 0.8895 0.0548
-12.750 -0.0215 0.12934 0.12472 -0.0831 0.8855 0.0565
-12.500 -0.0125 0.12656 0.12192 -0.0837 0.8830 0.0579
-12.250 -0.0049 0.12405 0.11940 -0.0848 0.8806 0.0597
-12.000 0.0024 0.12157 0.11692 -0.0866 0.8778 0.0618
-11.750 -0.0652 0.12671 0.12174 -0.0859 0.8932 0.0583
-11.500 -0.0559 0.12410 0.11912 -0.0873 0.8894 0.0606
-11.250 -0.0485 0.12181 0.11682 -0.0891 0.8860 0.0628
-11.000 -0.0487 0.12114 0.11616 -0.0918 0.8828 0.0649
-10.750 -0.0549 0.12155 0.11662 -0.0957 0.8792 0.0655
-10.500 -0.0434 0.11693 0.11201 -0.0967 0.8759 0.0664
-10.250 -0.0207 0.11176 0.10681 -0.0955 0.8728 0.0683
-10.000 -0.0103 0.10915 0.10418 -0.0962 0.8696 0.0703
-9.750 -0.0027 0.10690 0.10192 -0.0971 0.8669 0.0726
-9.500 0.0039 0.10486 0.09990 -0.0990 0.8639 0.0750
-9.250 0.0009 0.10439 0.09948 -0.1026 0.8599 0.0775
-9.000 -0.0076 0.10463 0.09978 -0.1066 0.8556 0.0782
-8.750 0.0006 0.10080 0.09597 -0.1072 0.8528 0.0790
-8.500 0.0266 0.09583 0.09094 -0.1044 0.8511 0.0817
-8.250 0.0373 0.09361 0.08874 -0.1053 0.8481 0.0843
-8.000 0.0430 0.09180 0.08696 -0.1068 0.8443 0.0876
-7.750 0.0407 0.09087 0.08607 -0.1091 0.8402 0.0907
-7.500 0.0215 0.09177 0.08705 -0.1121 0.8360 0.0921
-7.250 0.0089 0.09209 0.08743 -0.1181 0.8311 0.0925
-7.000 0.0510 0.08504 0.08035 -0.1101 0.8303 0.0971
-6.750 0.0513 0.08400 0.07935 -0.1095 0.8261 0.1005
-6.500 0.0457 0.08329 0.07867 -0.1100 0.8224 0.1040
-6.250 0.0287 0.08394 0.07932 -0.1177 0.8176 0.1071
-6.000 0.0036 0.08517 0.08054 -0.1196 0.8108 0.1076
-5.750 0.0152 0.08119 0.07673 -0.1107 0.8090 0.1100
-5.500 0.0248 0.07946 0.07500 -0.1083 0.8063 0.1138
-5.250 0.0327 0.07787 0.07331 -0.1150 0.8029 0.1221
-5.000 -0.0234 0.08077 0.07644 -0.0993 0.7967 0.1151
-4.750 -0.0426 0.08071 0.07643 -0.0955 0.7927 0.1167
-4.500 -0.0255 0.07721 0.07275 -0.1047 0.7895 0.1251
-4.250 0.0159 0.07373 0.06924 -0.1067 0.7876 0.1336
-4.000 -0.0548 0.07670 0.07236 -0.0950 0.7836 0.1274
-3.750 -0.0636 0.07622 0.07191 -0.0918 0.7810 0.1297
-3.500 -0.0494 0.07401 0.06947 -0.0978 0.7798 0.1412
-3.250 -0.0455 0.07262 0.06816 -0.0948 0.7774 0.1441
-3.000 0.0150 0.06839 0.06375 -0.1022 0.7720 0.1632
-2.750 0.0151 0.06768 0.06290 -0.1027 0.7695 0.1753
-2.500 0.0136 0.06719 0.06247 -0.0999 0.7685 0.1791
-2.250 0.0238 0.06623 0.06141 -0.1005 0.7666 0.1937
-2.000 0.0363 0.06555 0.06069 -0.1006 0.7667 0.2106
-1.750 0.1781 0.05248 0.04520 -0.1194 0.7540 0.0909
-1.500 0.1829 0.05208 0.04467 -0.1178 0.7515 0.0881
-1.250 0.2004 0.05125 0.04348 -0.1172 0.7480 0.0842
-1.000 0.2359 0.05012 0.04189 -0.1181 0.7432 0.0839
-0.750 0.2728 0.04946 0.04090 -0.1189 0.7371 0.0879
-0.500 0.2771 0.04995 0.04124 -0.1168 0.7330 0.0890
-0.250 0.3019 0.04988 0.04094 -0.1164 0.7284 0.0915
0.250 0.3463 0.05004 0.04100 -0.1154 0.7173 0.1073
0.500 0.3732 0.04986 0.04094 -0.1155 0.7116 0.1247
0.750 0.4455 0.04613 0.03981 -0.1195 0.7073 1.0000
1.000 0.3324 0.05592 0.04712 -0.1109 0.7472 0.1246
1.250 0.4548 0.04866 0.04192 -0.1157 0.6944 1.0000
1.500 0.4763 0.04956 0.04259 -0.1152 0.6875 1.0000
1.750 0.4871 0.05079 0.04367 -0.1141 0.6813 1.0000
2.000 0.5309 0.05103 0.04365 -0.1154 0.6767 1.0000
2.250 0.5285 0.05263 0.04518 -0.1131 0.6678 1.0000
2.500 0.5590 0.05323 0.04562 -0.1134 0.6627 1.0000
2.750 0.6090 0.05329 0.04547 -0.1151 0.6594 1.0000
3.000 0.5939 0.05527 0.04745 -0.1120 0.6486 1.0000
3.250 0.6378 0.05536 0.04738 -0.1132 0.6450 1.0000
3.500 0.6304 0.05733 0.04934 -0.1109 0.6348 1.0000
3.750 0.6687 0.05750 0.04939 -0.1115 0.6306 1.0000
4.000 0.6687 0.05934 0.05122 -0.1098 0.6212 1.0000
4.250 0.7015 0.05965 0.05144 -0.1101 0.6163 1.0000
4.500 0.7449 0.05955 0.05126 -0.1110 0.6135 1.0000
4.750 0.7354 0.06182 0.05354 -0.1088 0.6022 1.0000
5.000 0.7788 0.06152 0.05318 -0.1095 0.5994 1.0000
5.250 0.7711 0.06388 0.05556 -0.1076 0.5880 1.0000
5.500 0.8117 0.06361 0.05524 -0.1081 0.5850 1.0000
5.750 0.8070 0.06595 0.05760 -0.1065 0.5739 1.0000
6.000 0.8456 0.06566 0.05730 -0.1068 0.5707 1.0000
6.250 0.8427 0.06802 0.05968 -0.1054 0.5598 1.0000
6.500 0.8802 0.06766 0.05931 -0.1055 0.5564 1.0000
6.750 0.8782 0.07009 0.06178 -0.1043 0.5455 1.0000
7.000 0.9149 0.06963 0.06134 -0.1043 0.5420 1.0000
7.250 0.9138 0.07210 0.06385 -0.1031 0.5311 1.0000
7.500 0.9497 0.07155 0.06331 -0.1030 0.5274 1.0000
7.750 0.9918 0.07043 0.06224 -0.1030 0.5253 1.0000
8.000 0.9846 0.07341 0.06527 -0.1017 0.5128 1.0000
8.250 0.9844 0.07598 0.06789 -0.1007 0.5018 1.0000
8.500 1.0202 0.07509 0.06705 -0.1004 0.4981 1.0000
8.750 1.0628 0.07349 0.06553 -0.1001 0.4961 1.0000
9.000 1.0554 0.07673 0.06883 -0.0990 0.4832 1.0000
9.250 1.0986 0.07481 0.06698 -0.0986 0.4813 1.0000
9.500 1.0915 0.07816 0.07039 -0.0976 0.4684 1.0000
9.750 1.0901 0.08104 0.07334 -0.0968 0.4568 1.0000
10.000 1.1283 0.07929 0.07171 -0.0960 0.4535 1.0000
10.250 1.1730 0.07663 0.06915 -0.0953 0.4517 1.0000
10.500 1.1661 0.08011 0.07270 -0.0944 0.4386 1.0000
10.750 1.1958 0.07909 0.07181 -0.0935 0.4336 1.0000
11.000 1.2599 0.07330 0.06617 -0.0924 0.4356 1.0000
11.250 1.2317 0.07968 0.07260 -0.0916 0.4178 1.0000
11.500 1.2954 0.07336 0.06647 -0.0902 0.4194 1.0000
11.750 1.3578 0.06722 0.06050 -0.0889 0.4196 1.0000
12.000 1.4371 0.05928 0.05278 -0.0882 0.4193 1.0000
12.250 1.4633 0.05807 0.05171 -0.0871 0.4090 1.0000
12.500 1.5039 0.05526 0.04901 -0.0861 0.3988 1.0000
12.750 1.5623 0.05067 0.04449 -0.0857 0.3863 1.0000
13.000 1.5802 0.05055 0.04441 -0.0844 0.3706 1.0000
13.250 1.5900 0.05134 0.04521 -0.0829 0.3541 1.0000
13.500 1.5955 0.05258 0.04645 -0.0814 0.3373 1.0000
13.750 1.5989 0.05409 0.04795 -0.0799 0.3203 1.0000
14.000 1.6016 0.05577 0.04959 -0.0784 0.3031 1.0000
14.250 1.6038 0.05756 0.05130 -0.0770 0.2856 1.0000
14.500 1.5958 0.06065 0.05441 -0.0758 0.2692 1.0000
14.750 1.5882 0.06385 0.05760 -0.0747 0.2527 1.0000
15.000 1.5807 0.06718 0.06093 -0.0739 0.2361 1.0000
15.250 1.5733 0.07063 0.06434 -0.0731 0.2199 1.0000
15.500 1.5657 0.07422 0.06790 -0.0726 0.2040 1.0000
15.750 1.5581 0.07795 0.07157 -0.0722 0.1886 1.0000
16.000 1.5508 0.08174 0.07530 -0.0719 0.1738 1.0000
16.250 1.5434 0.08568 0.07918 -0.0718 0.1598 1.0000
16.500 1.5365 0.08966 0.08314 -0.0718 0.1467 1.0000
16.750 1.5306 0.09359 0.08705 -0.0719 0.1346 1.0000
17.000 1.5257 0.09744 0.09088 -0.0721 0.1235 1.0000
17.250 1.5234 0.10093 0.09432 -0.0722 0.1134 1.0000
17.500 1.5248 0.10380 0.09707 -0.0722 0.1038 1.0000
17.750 1.5197 0.10800 0.10142 -0.0730 0.0965 1.0000
18.000 1.5210 0.11106 0.10450 -0.0731 0.0893 1.0000
18.250 1.5257 0.11352 0.10687 -0.0733 0.0824 1.0000
18.500 1.5228 0.11751 0.11108 -0.0740 0.0776 1.0000
18.750 1.5278 0.12001 0.11356 -0.0743 0.0722 1.0000
19.000 1.5289 0.12333 0.11703 -0.0749 0.0682 1.0000
19.250 1.5238 0.12778 0.12170 -0.0763 0.0650 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)