DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.4 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae11-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-dae11-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.0683 0.12553 0.11843 -0.0824 0.8614 0.0886
-10.750 -0.0674 0.12443 0.11735 -0.0848 0.8572 0.0912
-10.500 -0.0731 0.12448 0.11744 -0.0878 0.8532 0.0923
-10.250 -0.0547 0.11900 0.11194 -0.0875 0.8506 0.0942
-10.000 -0.0386 0.11531 0.10823 -0.0877 0.8470 0.0979
-9.750 -0.0309 0.11302 0.10594 -0.0889 0.8430 0.1018
-9.500 -0.0294 0.11166 0.10461 -0.0908 0.8392 0.1055
-9.250 -0.0379 0.11179 0.10479 -0.0938 0.8353 0.1073
-9.000 -0.0352 0.10959 0.10266 -0.0957 0.8313 0.1080
-8.750 -0.0110 0.10427 0.09730 -0.0944 0.8286 0.1105
-8.500 -0.0002 0.10156 0.09459 -0.0947 0.8251 0.1135
-8.250 0.0060 0.09944 0.09247 -0.0954 0.8218 0.1169
-8.000 0.0035 0.09838 0.09145 -0.0972 0.8180 0.1214
-7.750 -0.0107 0.09873 0.09192 -0.0997 0.8122 0.1231
-7.500 -0.0126 0.09690 0.09017 -0.1006 0.8081 0.1238
-7.250 0.0125 0.09210 0.08530 -0.0993 0.8061 0.1262
-7.000 0.0209 0.08972 0.08290 -0.0991 0.8032 0.1285
-6.750 0.0193 0.08854 0.08179 -0.0987 0.7982 0.1307
-6.500 0.0185 0.08716 0.08046 -0.0991 0.7938 0.1335
-6.000 0.0146 0.08391 0.07727 -0.1032 0.7857 0.1416
-5.500 0.0212 0.07318 0.06619 -0.1154 0.7753 0.0655
-5.250 0.0341 0.07049 0.06344 -0.1161 0.7726 0.0649
-5.000 0.0345 0.06899 0.06194 -0.1153 0.7673 0.0642
-4.750 0.0397 0.06696 0.05985 -0.1154 0.7623 0.0632
-4.500 0.0548 0.06396 0.05670 -0.1173 0.7589 0.0616
-4.250 0.0773 0.06028 0.05274 -0.1206 0.7563 0.0600
-4.000 0.0803 0.05857 0.05085 -0.1202 0.7502 0.0591
-3.750 0.0970 0.05586 0.04778 -0.1216 0.7458 0.0582
-3.500 0.1226 0.05317 0.04467 -0.1236 0.7428 0.0586
-3.250 0.1527 0.05080 0.04185 -0.1255 0.7404 0.0606
-3.000 0.1619 0.04995 0.04069 -0.1244 0.7348 0.0619
-2.750 0.1805 0.04865 0.03897 -0.1242 0.7302 0.0630
-2.500 0.2083 0.04709 0.03691 -0.1248 0.7271 0.0639
-2.250 0.2402 0.04565 0.03496 -0.1256 0.7248 0.0663
-2.000 0.2534 0.04549 0.03474 -0.1244 0.7199 0.0693
-1.750 0.2661 0.04543 0.03453 -0.1230 0.7145 0.0727
-1.500 0.2925 0.04480 0.03355 -0.1227 0.7112 0.0763
-1.250 0.3228 0.04415 0.03275 -0.1230 0.7087 0.0829
-1.000 0.3323 0.04451 0.03299 -0.1210 0.7031 0.0885
-0.750 0.3476 0.04468 0.03302 -0.1197 0.6979 0.0955
-0.500 0.3757 0.04450 0.03271 -0.1199 0.6946 0.1100
-0.250 0.4093 0.04414 0.03232 -0.1207 0.6922 0.1379
0.000 0.4153 0.04481 0.03314 -0.1189 0.6854 0.1680
0.250 0.4395 0.04434 0.03359 -0.1195 0.6812 0.3570
0.500 0.4607 0.04303 0.03367 -0.1173 0.6780 1.0000
0.750 0.4934 0.04346 0.03362 -0.1178 0.6755 1.0000
1.000 0.4910 0.04503 0.03503 -0.1152 0.6669 1.0000
1.250 0.5164 0.04568 0.03537 -0.1151 0.6629 1.0000
1.500 0.5479 0.04612 0.03550 -0.1155 0.6602 1.0000
1.750 0.5480 0.04770 0.03697 -0.1134 0.6518 1.0000
2.000 0.5722 0.04840 0.03745 -0.1132 0.6475 1.0000
2.250 0.6032 0.04883 0.03767 -0.1135 0.6447 1.0000
2.500 0.6033 0.05051 0.03927 -0.1115 0.6360 1.0000
2.750 0.6281 0.05119 0.03979 -0.1113 0.6318 1.0000
3.000 0.6594 0.05159 0.04002 -0.1116 0.6291 1.0000
3.250 0.6575 0.05344 0.04184 -0.1096 0.6197 1.0000
3.500 0.6846 0.05400 0.04227 -0.1096 0.6158 1.0000
3.750 0.6939 0.05540 0.04362 -0.1084 0.6086 1.0000
4.000 0.7126 0.05636 0.04451 -0.1078 0.6030 1.0000
4.250 0.7423 0.05675 0.04481 -0.1079 0.5997 1.0000
4.500 0.7435 0.05863 0.04667 -0.1063 0.5904 1.0000
4.750 0.7696 0.05919 0.04718 -0.1062 0.5862 1.0000
5.000 0.7775 0.06074 0.04873 -0.1051 0.5783 1.0000
5.250 0.7983 0.06159 0.04954 -0.1047 0.5728 1.0000
5.500 0.8288 0.06183 0.04975 -0.1047 0.5697 1.0000
5.750 0.8278 0.06400 0.05195 -0.1032 0.5594 1.0000
6.000 0.8565 0.06431 0.05225 -0.1031 0.5558 1.0000
6.250 0.8578 0.06641 0.05438 -0.1019 0.5459 1.0000
6.500 0.8846 0.06680 0.05478 -0.1017 0.5418 1.0000
6.750 0.8878 0.06886 0.05688 -0.1006 0.5322 1.0000
7.000 0.9130 0.06931 0.05737 -0.1003 0.5276 1.0000
7.250 0.9177 0.07134 0.05944 -0.0993 0.5184 1.0000
7.500 0.9412 0.07186 0.06001 -0.0989 0.5132 1.0000
8.000 0.9692 0.07445 0.06274 -0.0976 0.4985 1.0000
8.500 0.9969 0.07709 0.06551 -0.0963 0.4836 1.0000
9.000 1.0243 0.07976 0.06834 -0.0950 0.4686 1.0000
9.500 1.0517 0.08239 0.07119 -0.0938 0.4533 1.0000
9.750 1.0539 0.08496 0.07385 -0.0932 0.4428 1.0000
10.000 1.0793 0.08496 0.07395 -0.0925 0.4378 1.0000
10.250 1.0791 0.08786 0.07698 -0.0920 0.4267 1.0000
10.500 1.1067 0.08747 0.07672 -0.0913 0.4222 1.0000
10.750 1.1047 0.09067 0.08003 -0.0909 0.4106 1.0000
11.000 1.1344 0.08985 0.07935 -0.0900 0.4066 1.0000
11.250 1.1307 0.09335 0.08296 -0.0897 0.3944 1.0000
11.500 1.1615 0.09218 0.08196 -0.0887 0.3906 1.0000
11.750 1.1570 0.09587 0.08577 -0.0885 0.3782 1.0000
12.250 1.1846 0.09803 0.08824 -0.0872 0.3622 1.0000
12.500 1.1808 0.10183 0.09215 -0.0872 0.3500 1.0000
12.750 1.2133 0.09979 0.09030 -0.0858 0.3462 1.0000
13.000 1.2072 0.10401 0.09464 -0.0860 0.3334 1.0000
13.500 1.2363 0.10551 0.09648 -0.0846 0.3171 1.0000
13.750 1.2312 0.10969 0.10078 -0.0850 0.3047 1.0000
14.000 1.2652 0.10688 0.09817 -0.0831 0.3000 1.0000
14.250 1.2623 0.11063 0.10205 -0.0835 0.2880 1.0000
14.750 1.2728 0.11529 0.10702 -0.0834 0.2671 1.0000
15.000 1.2940 0.11453 0.10643 -0.0822 0.2584 1.0000
15.250 1.2891 0.11882 0.11084 -0.0831 0.2464 1.0000
15.500 1.2989 0.12025 0.11241 -0.0828 0.2362 1.0000
15.750 1.3409 0.11524 0.10756 -0.0799 0.2275 1.0000
16.000 1.3309 0.12052 0.11295 -0.0813 0.2153 1.0000
16.250 1.3279 0.12447 0.11702 -0.0822 0.2038 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)