DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.22 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae31-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-dae31-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DAE-31 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 0.0074 0.10522 0.09969 -0.1016 0.9118 0.0454
-9.500 0.0135 0.10313 0.09761 -0.1027 0.9067 0.0471
-9.250 0.0142 0.10158 0.09608 -0.1054 0.9010 0.0482
-9.000 0.0283 0.09826 0.09276 -0.1059 0.8978 0.0490
-8.750 0.0414 0.09560 0.09008 -0.1069 0.8949 0.0506
-8.500 0.0471 0.09358 0.08809 -0.1075 0.8899 0.0519
-8.250 0.0514 0.09165 0.08618 -0.1086 0.8847 0.0532
-8.000 0.0530 0.08991 0.08445 -0.1105 0.8797 0.0539
-7.750 0.0507 0.08839 0.08296 -0.1123 0.8741 0.0542
-7.500 0.0665 0.08520 0.07979 -0.1110 0.8709 0.0551
-7.250 0.0745 0.08308 0.07769 -0.1109 0.8663 0.0561
-7.000 0.0811 0.08102 0.07562 -0.1112 0.8621 0.0573
-6.750 0.0839 0.07922 0.07384 -0.1116 0.8576 0.0587
-6.500 0.0784 0.07815 0.07283 -0.1116 0.8503 0.0599
-6.250 0.0798 0.07614 0.07083 -0.1163 0.8444 0.0607
-6.000 0.0915 0.07326 0.06794 -0.1177 0.8414 0.0612
-5.750 0.0961 0.07157 0.06630 -0.1158 0.8355 0.0618
-5.500 0.1044 0.06960 0.06434 -0.1158 0.8302 0.0629
-5.250 0.1172 0.06717 0.06189 -0.1177 0.8262 0.0642
-5.000 0.1346 0.06428 0.05895 -0.1214 0.8232 0.0658
-4.750 0.1469 0.06123 0.05580 -0.1292 0.8141 0.0682
-4.250 0.1840 0.05325 0.04765 -0.1326 0.8068 0.0465
-3.750 0.2336 0.04289 0.03666 -0.1425 0.7959 0.0379
-3.500 0.2601 0.03987 0.03337 -0.1447 0.7919 0.0374
-3.250 0.2925 0.03628 0.02934 -0.1476 0.7891 0.0369
-3.000 0.3265 0.03311 0.02560 -0.1499 0.7870 0.0369
-2.750 0.3467 0.03129 0.02324 -0.1496 0.7806 0.0379
-2.500 0.3695 0.03047 0.02230 -0.1493 0.7755 0.0397
-2.250 0.3998 0.02901 0.02046 -0.1498 0.7724 0.0412
-2.000 0.4322 0.02750 0.01852 -0.1504 0.7701 0.0423
-1.750 0.4647 0.02632 0.01710 -0.1509 0.7683 0.0438
-1.500 0.4760 0.02644 0.01720 -0.1486 0.7591 0.0456
-1.250 0.5044 0.02576 0.01637 -0.1485 0.7555 0.0492
-1.000 0.5351 0.02501 0.01554 -0.1487 0.7529 0.0527
-0.750 0.5674 0.02427 0.01477 -0.1490 0.7509 0.0577
-0.500 0.5789 0.02457 0.01509 -0.1468 0.7416 0.0624
-0.250 0.6077 0.02408 0.01458 -0.1467 0.7379 0.0708
0.000 0.6395 0.02350 0.01399 -0.1470 0.7353 0.0873
0.250 0.6726 0.02280 0.01342 -0.1475 0.7333 0.1264
0.750 0.7158 0.02234 0.01386 -0.1461 0.7199 0.4174
1.250 0.7629 0.02144 0.01387 -0.1440 0.7088 1.0000
1.500 0.7912 0.02141 0.01365 -0.1437 0.7041 1.0000
1.750 0.8240 0.02116 0.01323 -0.1440 0.7012 1.0000
2.250 0.8680 0.02163 0.01350 -0.1420 0.6875 1.0000
2.500 0.9013 0.02134 0.01309 -0.1424 0.6843 1.0000
2.750 0.9170 0.02184 0.01355 -0.1406 0.6752 1.0000
3.000 0.9458 0.02172 0.01335 -0.1404 0.6700 1.0000
3.250 0.9807 0.02133 0.01287 -0.1409 0.6666 1.0000
3.500 0.9930 0.02195 0.01348 -0.1387 0.6561 1.0000
3.750 1.0258 0.02163 0.01311 -0.1389 0.6514 1.0000
4.000 1.0431 0.02201 0.01347 -0.1373 0.6421 1.0000
4.250 1.0726 0.02183 0.01325 -0.1372 0.6358 1.0000
4.500 1.0943 0.02201 0.01342 -0.1360 0.6273 1.0000
4.750 1.1207 0.02197 0.01337 -0.1355 0.6195 1.0000
5.000 1.1431 0.02212 0.01350 -0.1345 0.6107 1.0000
5.250 1.1699 0.02207 0.01343 -0.1340 0.6022 1.0000
5.500 1.1894 0.02232 0.01369 -0.1326 0.5920 1.0000
5.750 1.2211 0.02210 0.01345 -0.1328 0.5835 1.0000
6.000 1.2355 0.02253 0.01389 -0.1306 0.5717 1.0000
6.250 1.2605 0.02258 0.01392 -0.1299 0.5613 1.0000
6.500 1.2856 0.02264 0.01395 -0.1292 0.5502 1.0000
6.750 1.3009 0.02308 0.01443 -0.1273 0.5377 1.0000
7.000 1.3215 0.02335 0.01468 -0.1260 0.5255 1.0000
7.250 1.3452 0.02351 0.01480 -0.1252 0.5135 1.0000
7.500 1.3611 0.02399 0.01528 -0.1234 0.5002 1.0000
7.750 1.3761 0.02454 0.01586 -0.1216 0.4868 1.0000
8.000 1.3925 0.02506 0.01636 -0.1199 0.4735 1.0000
8.250 1.4092 0.02557 0.01685 -0.1184 0.4601 1.0000
8.500 1.4252 0.02614 0.01738 -0.1167 0.4463 1.0000
8.750 1.4360 0.02696 0.01825 -0.1146 0.4320 1.0000
9.000 1.4475 0.02779 0.01909 -0.1126 0.4177 1.0000
9.250 1.4588 0.02865 0.01995 -0.1107 0.4035 1.0000
9.500 1.4699 0.02956 0.02086 -0.1088 0.3894 1.0000
9.750 1.4806 0.03052 0.02181 -0.1069 0.3755 1.0000
10.000 1.4904 0.03156 0.02283 -0.1050 0.3616 1.0000
10.250 1.4983 0.03276 0.02406 -0.1030 0.3475 1.0000
10.500 1.5061 0.03400 0.02533 -0.1011 0.3338 1.0000
10.750 1.5138 0.03529 0.02664 -0.0992 0.3206 1.0000
11.000 1.5209 0.03665 0.02801 -0.0974 0.3078 1.0000
11.500 1.5330 0.03965 0.03105 -0.0939 0.2825 1.0000
11.750 1.5385 0.04127 0.03272 -0.0922 0.2705 1.0000
12.000 1.5434 0.04296 0.03443 -0.0906 0.2592 1.0000
12.250 1.5476 0.04476 0.03624 -0.0890 0.2481 1.0000
12.500 1.5516 0.04665 0.03821 -0.0875 0.2369 1.0000
12.750 1.5551 0.04863 0.04023 -0.0861 0.2267 1.0000
13.000 1.5579 0.05072 0.04234 -0.0848 0.2169 1.0000
13.250 1.5609 0.05292 0.04463 -0.0836 0.2069 1.0000
13.500 1.5631 0.05521 0.04697 -0.0825 0.1979 1.0000
13.750 1.5645 0.05765 0.04946 -0.0815 0.1889 1.0000
14.000 1.5664 0.06015 0.05207 -0.0807 0.1803 1.0000
14.250 1.5663 0.06287 0.05478 -0.0798 0.1725 1.0000
14.500 1.5673 0.06563 0.05770 -0.0792 0.1641 1.0000
14.750 1.5669 0.06856 0.06066 -0.0787 0.1569 1.0000
15.000 1.5662 0.07165 0.06388 -0.0783 0.1493 1.0000
15.250 1.5651 0.07483 0.06714 -0.0781 0.1425 1.0000
15.500 1.5631 0.07822 0.07064 -0.0780 0.1358 1.0000
15.750 1.5612 0.08168 0.07419 -0.0780 0.1294 1.0000
16.000 1.5579 0.08539 0.07800 -0.0782 0.1233 1.0000
16.250 1.5551 0.08913 0.08185 -0.0786 0.1175 1.0000
16.500 1.5509 0.09313 0.08595 -0.0791 0.1119 1.0000
16.750 1.5472 0.09713 0.09007 -0.0798 0.1066 1.0000
17.000 1.5423 0.10138 0.09443 -0.0807 0.1015 1.0000
17.250 1.5378 0.10564 0.09880 -0.0817 0.0967 1.0000
17.500 1.5323 0.11014 0.10342 -0.0830 0.0920 1.0000
17.750 1.5272 0.11463 0.10800 -0.0843 0.0876 1.0000
18.000 1.5213 0.11933 0.11283 -0.0860 0.0832 1.0000
18.250 1.5156 0.12400 0.11758 -0.0877 0.0792 1.0000
18.500 1.5095 0.12887 0.12259 -0.0897 0.0752 1.0000
18.750 1.5039 0.13364 0.12742 -0.0918 0.0717 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)