DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.08 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae21-il-50000.txt Download as CSV file: xf-dae21-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3376 0.13974 0.13419 -0.0183 1.0000 0.1272
-8.250 -0.3469 0.13905 0.13356 -0.0175 1.0000 0.1298
-8.000 -0.3630 0.13946 0.13404 -0.0170 1.0000 0.1316
-7.750 -0.3831 0.14032 0.13498 -0.0163 1.0000 0.1323
-7.500 -0.4054 0.14118 0.13593 -0.0151 1.0000 0.1327
-7.250 -0.3699 0.13215 0.12688 -0.0132 1.0000 0.1377
-7.000 -0.3724 0.13027 0.12502 -0.0118 1.0000 0.1411
-6.750 -0.3812 0.12907 0.12388 -0.0105 1.0000 0.1446
-6.500 -0.3973 0.12867 0.12355 -0.0091 1.0000 0.1472
-6.250 -0.4213 0.12913 0.12410 -0.0078 1.0000 0.1488
-6.000 -0.4404 0.12959 0.12463 -0.0105 1.0000 0.1498
-5.750 -0.4272 0.12363 0.11870 -0.0057 1.0000 0.1534
-5.500 -0.4248 0.12098 0.11607 -0.0036 1.0000 0.1586
-5.250 -0.4316 0.11941 0.11455 -0.0038 1.0000 0.1632
-5.000 -0.4428 0.11959 0.11475 -0.0113 1.0000 0.1673
-4.750 -0.4405 0.11508 0.11030 -0.0071 1.0000 0.1701
-4.500 -0.4370 0.11216 0.10741 -0.0039 1.0000 0.1752
-4.250 -0.4357 0.11037 0.10562 -0.0073 1.0000 0.1832
-4.000 -0.4316 0.10743 0.10270 -0.0108 1.0000 0.1876
-3.750 -0.4291 0.10449 0.09980 -0.0069 1.0000 0.1929
-3.500 -0.4150 0.10215 0.09740 -0.0157 1.0000 0.2048
-3.250 -0.4147 0.09904 0.09436 -0.0105 1.0000 0.2093
-3.000 -0.3978 0.09650 0.09177 -0.0171 1.0000 0.2234
-2.750 -0.3824 0.09452 0.08973 -0.0203 1.0000 0.2392
-2.500 -0.3816 0.09100 0.08630 -0.0162 1.0000 0.2444
-2.250 -0.3662 0.08851 0.08379 -0.0190 1.0000 0.2610
-2.000 -0.3533 0.08603 0.08130 -0.0199 1.0000 0.2791
-1.750 -0.3425 0.08370 0.07898 -0.0197 1.0000 0.2982
-1.500 -0.3335 0.08155 0.07687 -0.0183 1.0000 0.3209
-1.250 -0.3132 0.08034 0.07559 -0.0215 1.0000 0.3653
0.250 -0.0316 0.06221 0.05525 -0.0761 1.0000 0.2049
0.500 0.0139 0.06001 0.05226 -0.0810 0.9997 0.1663
0.750 -0.3009 0.06306 0.05891 0.0170 0.9990 0.6931
1.000 -0.2469 0.06179 0.05754 0.0072 0.9922 0.7159
1.250 0.1473 0.05958 0.05015 -0.0932 0.9804 0.1483
1.500 0.1904 0.06059 0.05067 -0.0965 0.9725 0.1504
1.750 0.2241 0.06112 0.05110 -0.0989 0.9614 0.1596
2.000 0.2581 0.06215 0.05182 -0.1009 0.9502 0.1714
2.250 0.2973 0.06386 0.05340 -0.1038 0.9430 0.1965
2.500 0.3327 0.06477 0.05447 -0.1061 0.9310 0.2515
2.750 0.3589 0.06340 0.05477 -0.1058 0.9196 1.0000
3.000 0.3842 0.06544 0.05634 -0.1069 0.9072 1.0000
3.250 0.4189 0.06844 0.05896 -0.1095 0.8969 1.0000
3.500 0.4429 0.07030 0.06058 -0.1104 0.8826 1.0000
3.750 0.4592 0.07172 0.06185 -0.1102 0.8688 1.0000
4.000 0.4762 0.07348 0.06346 -0.1103 0.8563 1.0000
4.250 0.5064 0.07649 0.06628 -0.1123 0.8477 1.0000
4.500 0.5276 0.07834 0.06802 -0.1128 0.8340 1.0000
4.750 0.5376 0.07974 0.06935 -0.1120 0.8213 1.0000
5.000 0.5589 0.08230 0.07181 -0.1128 0.8125 1.0000
5.250 0.5865 0.08486 0.07428 -0.1142 0.8000 1.0000
5.500 0.5917 0.08616 0.07555 -0.1129 0.7878 1.0000
5.750 0.6173 0.08926 0.07859 -0.1143 0.7799 1.0000
6.000 0.6350 0.09117 0.08047 -0.1145 0.7665 1.0000
6.250 0.6399 0.09288 0.08218 -0.1135 0.7557 1.0000
6.500 0.6787 0.09692 0.08616 -0.1162 0.7469 1.0000
6.750 0.6769 0.09774 0.08701 -0.1145 0.7340 1.0000
7.000 0.6871 0.10014 0.08942 -0.1143 0.7247 1.0000
7.250 0.7212 0.10362 0.09289 -0.1163 0.7139 1.0000
7.500 0.7165 0.10488 0.09419 -0.1147 0.7025 1.0000
7.750 0.7357 0.10803 0.09735 -0.1155 0.6945 1.0000
8.000 0.7570 0.11062 0.09997 -0.1162 0.6818 1.0000
8.250 0.7550 0.11252 0.10192 -0.1152 0.6715 1.0000
8.500 0.7795 0.11603 0.10547 -0.1164 0.6631 1.0000
8.750 0.7932 0.11829 0.10778 -0.1165 0.6502 1.0000
9.000 0.7921 0.12052 0.11007 -0.1160 0.6402 1.0000
9.250 0.8159 0.12408 0.11368 -0.1171 0.6315 1.0000
9.500 0.8308 0.12653 0.11621 -0.1173 0.6184 1.0000
9.750 0.8268 0.12883 0.11857 -0.1168 0.6089 1.0000
10.000 0.8484 0.13241 0.12221 -0.1178 0.6000 1.0000
10.250 0.8718 0.13543 0.12531 -0.1184 0.5862 1.0000
11.000 0.9569 0.13532 0.12540 -0.1142 0.4922 1.0000
11.250 0.9574 0.14016 0.13034 -0.1155 0.4925 1.0000
11.500 0.9849 0.13906 0.12935 -0.1135 0.4617 1.0000
11.750 0.9750 0.14442 0.13480 -0.1150 0.4624 1.0000
12.000 0.9777 0.14919 0.13967 -0.1164 0.4619 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)