DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.06 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae21-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-dae21-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.0872 0.12546 0.11851 -0.0799 0.9334 0.0840
-10.500 -0.0819 0.12424 0.11727 -0.0841 0.9283 0.0860
-10.250 -0.0832 0.12386 0.11692 -0.0874 0.9209 0.0866
-10.000 -0.0591 0.11746 0.11049 -0.0874 0.9174 0.0887
-9.750 -0.0412 0.11375 0.10675 -0.0886 0.9136 0.0929
-9.500 -0.0351 0.11179 0.10479 -0.0897 0.9072 0.0963
-9.250 -0.0341 0.11097 0.10399 -0.0925 0.9011 0.0996
-9.000 -0.0398 0.11113 0.10419 -0.0954 0.8942 0.1007
-8.750 -0.0266 0.10690 0.09999 -0.0954 0.8894 0.1020
-8.500 -0.0071 0.10268 0.09573 -0.0949 0.8858 0.1052
-8.250 0.0039 0.10018 0.09322 -0.0960 0.8817 0.1084
-8.000 0.0047 0.09883 0.09191 -0.0961 0.8751 0.1116
-7.750 -0.0018 0.09862 0.09175 -0.0979 0.8682 0.1151
-7.500 -0.0171 0.09929 0.09250 -0.0985 0.8603 0.1161
-7.250 -0.0167 0.09720 0.09047 -0.0987 0.8545 0.1170
-7.000 0.0106 0.09205 0.08528 -0.0973 0.8524 0.1200
-6.750 0.0203 0.08973 0.08295 -0.0975 0.8485 0.1232
-6.500 0.0138 0.08902 0.08231 -0.0959 0.8412 0.1257
-6.250 0.0079 0.08860 0.08192 -0.0990 0.8348 0.1315
-6.000 -0.0037 0.08886 0.08223 -0.1035 0.8266 0.1331
-5.750 0.0060 0.08524 0.07865 -0.0995 0.8226 0.1346
-5.500 0.0186 0.08250 0.07591 -0.0978 0.8189 0.1380
-5.250 0.0315 0.08019 0.07357 -0.0993 0.8156 0.1435
-5.000 0.0173 0.08071 0.07409 -0.1045 0.8052 0.1505
-4.750 0.0473 0.07109 0.06408 -0.1141 0.8012 0.0743
-4.500 0.0630 0.06873 0.06169 -0.1133 0.7981 0.0725
-4.250 0.0581 0.06768 0.06068 -0.1110 0.7901 0.0713
-4.000 0.0874 0.06208 0.05464 -0.1188 0.7856 0.0636
-3.750 0.1130 0.05922 0.05162 -0.1208 0.7826 0.0620
-3.500 0.1190 0.05768 0.04999 -0.1201 0.7758 0.0612
-3.250 0.1401 0.05517 0.04722 -0.1218 0.7708 0.0600
-3.000 0.1724 0.05208 0.04374 -0.1250 0.7674 0.0595
-2.750 0.2097 0.04913 0.04024 -0.1283 0.7650 0.0610
-2.500 0.2183 0.04825 0.03904 -0.1271 0.7575 0.0618
-2.250 0.2464 0.04645 0.03671 -0.1282 0.7531 0.0626
-2.000 0.2802 0.04469 0.03440 -0.1295 0.7500 0.0632
-1.750 0.3138 0.04327 0.03278 -0.1306 0.7476 0.0655
-1.500 0.3177 0.04353 0.03296 -0.1282 0.7392 0.0674
-1.250 0.3457 0.04279 0.03188 -0.1283 0.7350 0.0715
-1.000 0.3789 0.04185 0.03056 -0.1288 0.7321 0.0747
-0.750 0.3942 0.04184 0.03053 -0.1275 0.7263 0.0789
-0.500 0.4108 0.04191 0.03041 -0.1261 0.7200 0.0846
-0.250 0.4428 0.04146 0.02981 -0.1266 0.7165 0.0933
0.000 0.4785 0.04097 0.02920 -0.1275 0.7140 0.1087
0.250 0.4808 0.04180 0.03001 -0.1248 0.7049 0.1199
0.500 0.5117 0.04146 0.02980 -0.1255 0.7008 0.1634
0.750 0.5456 0.03977 0.02984 -0.1265 0.6984 0.5758
1.000 0.5481 0.04014 0.03061 -0.1230 0.6899 1.0000
1.250 0.5730 0.04072 0.03081 -0.1227 0.6848 1.0000
1.500 0.6053 0.04103 0.03077 -0.1231 0.6816 1.0000
1.750 0.6097 0.04240 0.03199 -0.1209 0.6724 1.0000
2.000 0.6365 0.04289 0.03224 -0.1208 0.6677 1.0000
2.250 0.6696 0.04312 0.03224 -0.1212 0.6648 1.0000
2.500 0.6706 0.04471 0.03374 -0.1189 0.6544 1.0000
2.750 0.7002 0.04506 0.03392 -0.1190 0.6505 1.0000
3.000 0.7088 0.04640 0.03517 -0.1174 0.6420 1.0000
3.250 0.7329 0.04697 0.03562 -0.1171 0.6365 1.0000
3.500 0.7651 0.04715 0.03567 -0.1173 0.6333 1.0000
3.750 0.7668 0.04888 0.03737 -0.1153 0.6226 1.0000
4.000 0.7966 0.04913 0.03753 -0.1153 0.6187 1.0000
4.250 0.8019 0.05076 0.03913 -0.1137 0.6089 1.0000
4.500 0.8289 0.05112 0.03943 -0.1134 0.6041 1.0000
5.000 0.8618 0.05310 0.04136 -0.1117 0.5894 1.0000
5.500 0.8949 0.05508 0.04333 -0.1100 0.5745 1.0000
5.750 0.9271 0.05495 0.04320 -0.1098 0.5710 1.0000
6.000 0.9278 0.05708 0.04536 -0.1083 0.5594 1.0000
6.250 0.9597 0.05690 0.04518 -0.1080 0.5557 1.0000
6.500 0.9606 0.05909 0.04741 -0.1066 0.5440 1.0000
6.750 0.9923 0.05882 0.04719 -0.1063 0.5402 1.0000
7.000 0.9934 0.06107 0.04949 -0.1049 0.5284 1.0000
7.250 1.0252 0.06068 0.04914 -0.1045 0.5246 1.0000
7.500 1.0261 0.06302 0.05154 -0.1032 0.5125 1.0000
7.750 1.0582 0.06248 0.05106 -0.1027 0.5088 1.0000
8.000 1.0583 0.06496 0.05363 -0.1014 0.4964 1.0000
8.250 1.0826 0.06510 0.05384 -0.1007 0.4907 1.0000
8.500 1.0906 0.06684 0.05566 -0.0997 0.4801 1.0000
8.750 1.1240 0.06587 0.05478 -0.0989 0.4767 1.0000
9.000 1.1230 0.06862 0.05764 -0.0979 0.4638 1.0000
9.500 1.1556 0.07022 0.05943 -0.0960 0.4474 1.0000
10.000 1.1890 0.07154 0.06100 -0.0940 0.4310 1.0000
10.250 1.1878 0.07451 0.06407 -0.0931 0.4180 1.0000
10.500 1.2241 0.07250 0.06219 -0.0919 0.4145 1.0000
10.750 1.2211 0.07570 0.06550 -0.0911 0.4011 1.0000
11.250 1.2569 0.07637 0.06645 -0.0889 0.3842 1.0000
11.750 1.2931 0.07683 0.06716 -0.0867 0.3664 1.0000
12.000 1.2924 0.07975 0.07023 -0.0860 0.3536 1.0000
12.250 1.2915 0.08279 0.07339 -0.0855 0.3409 1.0000
12.750 1.3335 0.08211 0.07297 -0.0829 0.3223 1.0000
13.000 1.3315 0.08535 0.07633 -0.0826 0.3095 1.0000
13.250 1.3397 0.08702 0.07812 -0.0819 0.2981 1.0000
13.500 1.3751 0.08424 0.07540 -0.0799 0.2886 1.0000
13.750 1.3758 0.08707 0.07836 -0.0795 0.2760 1.0000
14.000 1.3728 0.09056 0.08197 -0.0794 0.2634 1.0000
14.250 1.3766 0.09301 0.08451 -0.0791 0.2515 1.0000
14.500 1.3878 0.09416 0.08571 -0.0783 0.2399 1.0000
14.750 1.4031 0.09459 0.08614 -0.0774 0.2282 1.0000
15.000 1.3978 0.09865 0.09035 -0.0778 0.2165 1.0000
15.250 1.3922 0.10292 0.09473 -0.0784 0.2055 1.0000
15.500 1.3957 0.10551 0.09737 -0.0784 0.1948 1.0000
15.750 1.4059 0.10682 0.09865 -0.0779 0.1842 1.0000
16.000 1.3962 0.11208 0.10407 -0.0792 0.1746 1.0000
16.250 1.3932 0.11609 0.10817 -0.0801 0.1655 1.0000
16.500 1.4036 0.11736 0.10939 -0.0798 0.1563 1.0000
16.750 1.3890 0.12389 0.11615 -0.0822 0.1486 1.0000
17.000 1.3931 0.12655 0.11883 -0.0827 0.1408 1.0000
17.250 1.3864 0.13162 0.12403 -0.0846 0.1337 1.0000
17.500 1.3853 0.13551 0.12799 -0.0860 0.1272 1.0000
17.750 1.3755 0.14148 0.13412 -0.0887 0.1214 1.0000
18.000 1.3797 0.14427 0.13693 -0.0896 0.1155 1.0000
18.250 1.3503 0.15526 0.14818 -0.0956 0.1113 1.0000
18.500 1.3817 0.15145 0.14424 -0.0926 0.1050 1.0000
18.750 1.3277 0.16936 0.16245 -0.1034 0.1025 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)