DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 45.86 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae21-il-100000.txt Download as CSV file: xf-dae21-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DAE-21 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.0596 0.11898 0.11411 -0.0875 0.9550 0.0603
-10.500 -0.0511 0.11718 0.11231 -0.0919 0.9497 0.0624
-10.250 -0.0488 0.11689 0.11202 -0.0986 0.9449 0.0631
-10.000 -0.0317 0.11179 0.10692 -0.0993 0.9408 0.0639
-9.750 -0.0106 0.10720 0.10230 -0.0992 0.9367 0.0657
-9.500 0.0044 0.10423 0.09932 -0.1013 0.9323 0.0677
-9.250 0.0171 0.10165 0.09672 -0.1038 0.9282 0.0700
-9.000 0.0191 0.10039 0.09549 -0.1052 0.9217 0.0723
-8.750 0.0164 0.10031 0.09542 -0.1093 0.9154 0.0736
-8.500 0.0044 0.10102 0.09620 -0.1115 0.9071 0.0741
-8.250 0.0328 0.09440 0.08956 -0.1096 0.9054 0.0757
-8.000 0.0481 0.09150 0.08665 -0.1094 0.9015 0.0781
-7.750 0.0581 0.08936 0.08450 -0.1104 0.8977 0.0808
-7.500 0.0543 0.08863 0.08382 -0.1098 0.8905 0.0829
-7.250 0.0476 0.08834 0.08356 -0.1112 0.8840 0.0854
-7.000 0.0273 0.08947 0.08478 -0.1104 0.8761 0.0861
-6.750 0.0149 0.09006 0.08538 -0.1155 0.8682 0.0867
-6.500 0.0390 0.08427 0.07962 -0.1100 0.8670 0.0888
-6.250 0.0423 0.08286 0.07823 -0.1071 0.8623 0.0914
-6.000 0.0320 0.08262 0.07804 -0.1044 0.8552 0.0933
-5.750 0.0385 0.08099 0.07641 -0.1073 0.8506 0.0979
-5.500 0.0104 0.08213 0.07763 -0.1028 0.8421 0.0986
-5.250 0.0111 0.08068 0.07608 -0.1121 0.8352 0.1015
-5.000 0.0295 0.07724 0.07273 -0.1058 0.8336 0.1052
-4.750 -0.0221 0.07949 0.07507 -0.0984 0.8232 0.1030
-4.500 -0.0078 0.07740 0.07299 -0.0965 0.8195 0.1076
-4.250 0.0332 0.07302 0.06842 -0.1094 0.8165 0.1182
-4.000 -0.0064 0.07459 0.07001 -0.1024 0.8071 0.1176
-3.750 0.0023 0.07239 0.06790 -0.0989 0.8031 0.1202
-3.500 0.0487 0.06852 0.06378 -0.1089 0.8002 0.1347
-3.250 0.0322 0.06832 0.06365 -0.1036 0.7934 0.1355
-3.000 0.0371 0.06703 0.06240 -0.1009 0.7880 0.1394
-2.750 0.0758 0.06391 0.05912 -0.1067 0.7845 0.1546
-2.500 0.1213 0.06092 0.05600 -0.1118 0.7821 0.1733
-2.250 0.0992 0.06142 0.05654 -0.1064 0.7733 0.1747
-2.000 0.1281 0.05950 0.05453 -0.1085 0.7689 0.1940
-1.750 0.1750 0.05769 0.05249 -0.1137 0.7659 0.2412
-1.500 0.2652 0.05004 0.04331 -0.1269 0.7632 0.1338
-1.250 0.2727 0.04779 0.04062 -0.1248 0.7555 0.0981
-1.000 0.3150 0.04560 0.03764 -0.1265 0.7516 0.0858
-0.750 0.3603 0.04417 0.03573 -0.1284 0.7488 0.0870
-0.500 0.3662 0.04441 0.03583 -0.1262 0.7412 0.0874
-0.250 0.3924 0.04374 0.03500 -0.1261 0.7359 0.0885
0.000 0.4321 0.04286 0.03402 -0.1273 0.7325 0.0932
0.250 0.4739 0.04213 0.03320 -0.1286 0.7295 0.1031
0.500 0.4652 0.04334 0.03446 -0.1249 0.7193 0.1056
0.750 0.5039 0.04270 0.03389 -0.1258 0.7157 0.1261
1.000 0.5553 0.03959 0.03317 -0.1283 0.7140 1.0000
1.250 0.5459 0.04133 0.03476 -0.1247 0.7030 1.0000
1.500 0.5836 0.04151 0.03457 -0.1255 0.6992 1.0000
1.750 0.6267 0.04156 0.03434 -0.1269 0.6965 1.0000
2.000 0.6167 0.04340 0.03613 -0.1235 0.6848 1.0000
2.250 0.6581 0.04336 0.03588 -0.1246 0.6818 1.0000
2.500 0.6538 0.04520 0.03767 -0.1219 0.6709 1.0000
2.750 0.6903 0.04525 0.03757 -0.1225 0.6669 1.0000
3.000 0.7283 0.04529 0.03748 -0.1232 0.6637 1.0000
3.250 0.7254 0.04709 0.03924 -0.1207 0.6523 1.0000
3.500 0.7675 0.04676 0.03881 -0.1216 0.6496 1.0000
3.750 0.7630 0.04881 0.04084 -0.1192 0.6379 1.0000
4.000 0.8025 0.04850 0.04045 -0.1198 0.6346 1.0000
4.250 0.8021 0.05045 0.04238 -0.1177 0.6235 1.0000
4.500 0.8387 0.05020 0.04207 -0.1181 0.6197 1.0000
4.750 0.8826 0.04946 0.04129 -0.1188 0.6176 1.0000
5.000 0.8761 0.05182 0.04366 -0.1164 0.6048 1.0000
5.250 0.9194 0.05094 0.04275 -0.1170 0.6024 1.0000
5.500 0.9146 0.05331 0.04514 -0.1148 0.5898 1.0000
5.750 0.9569 0.05234 0.04416 -0.1152 0.5873 1.0000
6.000 0.9540 0.05468 0.04652 -0.1132 0.5749 1.0000
6.250 0.9957 0.05358 0.04543 -0.1134 0.5722 1.0000
6.500 1.0412 0.05207 0.04395 -0.1137 0.5706 1.0000
6.750 1.0353 0.05466 0.04657 -0.1116 0.5571 1.0000
7.000 1.0732 0.05361 0.04555 -0.1114 0.5537 1.0000
7.500 1.1075 0.05490 0.04696 -0.1093 0.5372 1.0000
7.750 1.1698 0.05119 0.04331 -0.1098 0.5391 1.0000
8.000 1.1400 0.05628 0.04844 -0.1070 0.5198 1.0000
8.250 1.2062 0.05178 0.04404 -0.1073 0.5226 1.0000
8.500 1.2647 0.04779 0.04014 -0.1074 0.5233 1.0000
8.750 1.3307 0.04336 0.03585 -0.1082 0.5237 1.0000
9.000 1.3233 0.04573 0.03828 -0.1055 0.5097 1.0000
9.250 1.3989 0.04054 0.03323 -0.1069 0.5094 1.0000
9.500 1.3954 0.04239 0.03515 -0.1042 0.4962 1.0000
9.750 1.5013 0.03543 0.02830 -0.1083 0.4939 1.0000
10.000 1.5073 0.03615 0.02909 -0.1057 0.4809 1.0000
10.250 1.5315 0.03568 0.02868 -0.1045 0.4683 1.0000
10.500 1.5617 0.03484 0.02788 -0.1038 0.4547 1.0000
10.750 1.5838 0.03461 0.02767 -0.1025 0.4400 1.0000
11.000 1.5990 0.03487 0.02793 -0.1008 0.4246 1.0000
11.250 1.6096 0.03549 0.02856 -0.0987 0.4088 1.0000
11.500 1.6167 0.03639 0.02946 -0.0965 0.3925 1.0000
11.750 1.6215 0.03751 0.03058 -0.0943 0.3760 1.0000
12.000 1.6245 0.03883 0.03188 -0.0920 0.3594 1.0000
12.250 1.6261 0.04033 0.03337 -0.0898 0.3426 1.0000
12.500 1.6265 0.04200 0.03503 -0.0877 0.3258 1.0000
12.750 1.6259 0.04385 0.03684 -0.0856 0.3092 1.0000
13.000 1.6244 0.04585 0.03879 -0.0837 0.2928 1.0000
13.250 1.6223 0.04800 0.04090 -0.0818 0.2765 1.0000
13.500 1.6194 0.05031 0.04315 -0.0801 0.2606 1.0000
13.750 1.6160 0.05278 0.04557 -0.0785 0.2450 1.0000
14.000 1.6115 0.05546 0.04822 -0.0771 0.2300 1.0000
14.250 1.6066 0.05834 0.05108 -0.0758 0.2155 1.0000
14.500 1.6015 0.06138 0.05412 -0.0747 0.2018 1.0000
14.750 1.5968 0.06450 0.05725 -0.0738 0.1887 1.0000
15.000 1.5930 0.06764 0.06038 -0.0730 0.1763 1.0000
15.250 1.5903 0.07076 0.06350 -0.0723 0.1648 1.0000
15.500 1.5897 0.07368 0.06636 -0.0717 0.1540 1.0000
15.750 1.5929 0.07617 0.06871 -0.0710 0.1434 1.0000
16.000 1.5854 0.08019 0.07295 -0.0709 0.1351 1.0000
16.250 1.5870 0.08310 0.07586 -0.0705 0.1267 1.0000
16.500 1.5912 0.08558 0.07826 -0.0702 0.1186 1.0000
16.750 1.5865 0.08951 0.08240 -0.0702 0.1123 1.0000
17.000 1.5991 0.09100 0.08371 -0.0695 0.1048 1.0000
17.250 1.5894 0.09568 0.08872 -0.0701 0.1004 1.0000
17.500 1.6084 0.09639 0.08920 -0.0692 0.0935 1.0000
17.750 1.5953 0.10161 0.09480 -0.0702 0.0906 1.0000
18.000 1.5912 0.10559 0.09897 -0.0708 0.0869 1.0000
18.250 1.6092 0.10653 0.09976 -0.0701 0.0819 1.0000
18.500 1.5950 0.11209 0.10568 -0.0716 0.0800 1.0000
18.750 1.5839 0.11732 0.11118 -0.0731 0.0778 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)