DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.39 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae11-il-50000.txt Download as CSV file: xf-dae11-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3113 0.14249 0.13712 -0.0320 0.9845 0.1373
-8.500 -0.3320 0.14335 0.13807 -0.0308 0.9850 0.1387
-8.250 -0.3553 0.14422 0.13903 -0.0288 0.9862 0.1392
-8.000 -0.3200 0.13641 0.13117 -0.0293 0.9831 0.1451
-7.750 -0.3256 0.13500 0.12980 -0.0276 0.9837 0.1489
-7.500 -0.3480 0.13477 0.12966 -0.0229 0.9876 0.1507
-7.250 -0.3724 0.13472 0.12970 -0.0180 0.9934 0.1520
-7.000 -0.4022 0.13473 0.12983 -0.0116 1.0000 0.1526
-6.750 -0.4224 0.13467 0.12983 -0.0106 1.0000 0.1545
-6.500 -0.4469 0.13488 0.13012 -0.0091 1.0000 0.1553
-6.250 -0.4695 0.13505 0.13036 -0.0112 1.0000 0.1560
-6.000 -0.4341 0.12745 0.12275 -0.0058 1.0000 0.1647
-5.750 -0.4488 0.12631 0.12165 -0.0045 1.0000 0.1687
-5.500 -0.4674 0.12586 0.12126 -0.0070 1.0000 0.1718
-5.250 -0.4698 0.12257 0.11802 -0.0067 1.0000 0.1744
-5.000 -0.4631 0.11932 0.11478 -0.0029 1.0000 0.1803
-4.750 -0.4693 0.11761 0.11308 -0.0055 1.0000 0.1874
-4.500 -0.4707 0.11462 0.11012 -0.0077 1.0000 0.1914
-4.250 -0.4668 0.11168 0.10721 -0.0041 1.0000 0.1972
-4.000 -0.4629 0.10931 0.10481 -0.0121 1.0000 0.2074
-3.750 -0.4610 0.10613 0.10168 -0.0066 1.0000 0.2122
-3.500 -0.4516 0.10336 0.09887 -0.0125 1.0000 0.2249
-3.250 -0.4402 0.10112 0.09658 -0.0155 1.0000 0.2398
-3.000 -0.4392 0.09761 0.09315 -0.0109 1.0000 0.2450
-2.750 -0.4277 0.09488 0.09039 -0.0134 1.0000 0.2604
-2.500 -0.4168 0.09222 0.08771 -0.0145 1.0000 0.2773
-2.250 -0.4073 0.08968 0.08518 -0.0142 1.0000 0.2951
-2.000 -0.3993 0.08734 0.08286 -0.0129 1.0000 0.3151
-1.750 -0.3878 0.08510 0.08062 -0.0133 1.0000 0.3456
-1.000 -0.3717 0.07887 0.07451 -0.0046 1.0000 0.4480
0.000 -0.1668 0.06816 0.06281 -0.0497 0.9939 0.3968
0.250 -0.1965 0.06799 0.06312 -0.0325 0.9873 0.5151
0.500 -0.2468 0.06682 0.06238 -0.0083 0.9822 0.6359
0.750 0.0785 0.06028 0.05079 -0.0896 0.9744 0.1487
1.000 0.1134 0.06073 0.05078 -0.0916 0.9656 0.1528
1.250 0.1532 0.06191 0.05173 -0.0945 0.9586 0.1656
1.500 0.1846 0.06250 0.05209 -0.0960 0.9469 0.1809
1.750 0.2161 0.06343 0.05293 -0.0976 0.9378 0.2107
2.000 0.2582 0.06415 0.05435 -0.1008 0.9307 0.3388
2.250 0.2803 0.06323 0.05457 -0.0997 0.9183 1.0000
2.500 0.3053 0.06514 0.05604 -0.1007 0.9065 1.0000
2.750 0.3425 0.06832 0.05880 -0.1036 0.8974 1.0000
3.000 0.3612 0.06955 0.05981 -0.1037 0.8835 1.0000
3.250 0.3784 0.07095 0.06101 -0.1035 0.8706 1.0000
3.500 0.3975 0.07275 0.06263 -0.1038 0.8597 1.0000
3.750 0.4331 0.07599 0.06564 -0.1064 0.8510 1.0000
4.000 0.4444 0.07694 0.06648 -0.1055 0.8379 1.0000
4.250 0.4585 0.07854 0.06798 -0.1051 0.8269 1.0000
4.500 0.4951 0.08212 0.07139 -0.1079 0.8194 1.0000
4.750 0.5017 0.08285 0.07207 -0.1065 0.8066 1.0000
5.000 0.5141 0.08459 0.07374 -0.1060 0.7965 1.0000
5.250 0.5474 0.08790 0.07694 -0.1082 0.7882 1.0000
5.500 0.5513 0.08880 0.07783 -0.1067 0.7764 1.0000
5.750 0.5717 0.09152 0.08049 -0.1075 0.7692 1.0000
6.000 0.5904 0.09352 0.08246 -0.1078 0.7578 1.0000
6.250 0.5970 0.09520 0.08413 -0.1070 0.7482 1.0000
6.500 0.6295 0.09867 0.08755 -0.1090 0.7402 1.0000
6.750 0.6286 0.09968 0.08859 -0.1074 0.7293 1.0000
7.000 0.6635 0.10385 0.09272 -0.1097 0.7230 1.0000
7.250 0.6610 0.10448 0.09340 -0.1080 0.7110 1.0000
7.500 0.6751 0.10725 0.09617 -0.1084 0.7042 1.0000
7.750 0.6930 0.10957 0.09851 -0.1088 0.6935 1.0000
8.000 0.6969 0.11164 0.10063 -0.1082 0.6850 1.0000
8.250 0.7255 0.11503 0.10405 -0.1097 0.6763 1.0000
8.500 0.7225 0.11653 0.10559 -0.1086 0.6665 1.0000
8.750 0.7589 0.12100 0.11010 -0.1108 0.6596 1.0000
9.000 0.7493 0.12173 0.11088 -0.1093 0.6488 1.0000
9.250 0.7673 0.12515 0.11437 -0.1101 0.6423 1.0000
9.500 0.7780 0.12728 0.11657 -0.1102 0.6314 1.0000
9.750 0.7818 0.12976 0.11911 -0.1101 0.6234 1.0000
10.000 0.8107 0.13354 0.12296 -0.1115 0.6143 1.0000
10.250 0.8046 0.13506 0.12455 -0.1109 0.6046 1.0000
10.500 0.8251 0.13879 0.12837 -0.1119 0.5976 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)