DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.87 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae31-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-dae31-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.1491 0.12915 0.12225 -0.0651 0.9587 0.0836
-9.500 -0.1467 0.12762 0.12074 -0.0668 0.9535 0.0854
-9.250 -0.1467 0.12670 0.11985 -0.0697 0.9484 0.0864
-9.000 -0.1315 0.12259 0.11575 -0.0716 0.9455 0.0875
-8.750 -0.1124 0.11849 0.11162 -0.0730 0.9430 0.0899
-8.500 -0.1102 0.11663 0.10980 -0.0726 0.9371 0.0920
-8.250 -0.1035 0.11454 0.10773 -0.0744 0.9326 0.0946
-8.000 -0.0998 0.11335 0.10656 -0.0784 0.9283 0.0970
-7.750 -0.1149 0.11359 0.10688 -0.0772 0.9198 0.0975
-7.500 -0.0984 0.10924 0.10254 -0.0777 0.9166 0.0990
-7.250 -0.0786 0.10555 0.09883 -0.0786 0.9139 0.1028
-7.000 -0.0797 0.10422 0.09754 -0.0782 0.9081 0.1061
-6.750 -0.0929 0.10415 0.09754 -0.0772 0.9000 0.1088
-6.500 -0.1013 0.10404 0.09748 -0.0810 0.8924 0.1102
-6.250 -0.0959 0.10056 0.09406 -0.0769 0.8877 0.1122
-6.000 -0.0854 0.09788 0.09139 -0.0758 0.8832 0.1161
-5.750 -0.0754 0.09582 0.08933 -0.0793 0.8783 0.1220
-5.500 -0.0932 0.09638 0.08995 -0.0810 0.8678 0.1243
-5.250 -0.0819 0.09279 0.08639 -0.0809 0.8635 0.1261
-5.000 -0.0642 0.08946 0.08305 -0.0804 0.8606 0.1293
-4.750 -0.0704 0.08825 0.08189 -0.0779 0.8528 0.1314
-4.500 -0.0509 0.08700 0.08047 -0.0907 0.8449 0.1407
-4.250 -0.0362 0.08286 0.07640 -0.0885 0.8422 0.1423
-3.750 -0.0005 0.07373 0.06696 -0.0979 0.8288 0.0872
-3.500 0.0286 0.06907 0.06214 -0.1017 0.8253 0.0702
-3.250 0.0696 0.06457 0.05739 -0.1088 0.8226 0.0659
-3.000 0.0747 0.06271 0.05545 -0.1083 0.8136 0.0653
-2.750 0.1107 0.05908 0.05154 -0.1135 0.8093 0.0648
-2.500 0.1557 0.05500 0.04703 -0.1199 0.8064 0.0634
-2.250 0.2082 0.05050 0.04179 -0.1270 0.8042 0.0614
-2.000 0.2207 0.04904 0.03997 -0.1262 0.7956 0.0610
-1.750 0.2519 0.04748 0.03817 -0.1278 0.7911 0.0628
-1.500 0.2916 0.04567 0.03589 -0.1305 0.7879 0.0658
-1.250 0.3193 0.04439 0.03408 -0.1310 0.7824 0.0677
-1.000 0.3416 0.04357 0.03296 -0.1307 0.7758 0.0691
-0.750 0.3742 0.04274 0.03193 -0.1316 0.7715 0.0733
-0.500 0.4122 0.04175 0.03061 -0.1329 0.7685 0.0790
-0.250 0.4219 0.04192 0.03068 -0.1307 0.7593 0.0822
0.000 0.4540 0.04144 0.02999 -0.1312 0.7546 0.0906
0.250 0.4917 0.04084 0.02922 -0.1324 0.7513 0.1032
0.500 0.5040 0.04123 0.02955 -0.1306 0.7420 0.1144
0.750 0.5366 0.04086 0.02918 -0.1313 0.7371 0.1431
1.000 0.5768 0.04000 0.02877 -0.1333 0.7340 0.2423
1.250 0.5887 0.03985 0.02965 -0.1318 0.7245 0.5023
1.500 0.6124 0.03905 0.02930 -0.1302 0.7191 1.0000
1.750 0.6319 0.03973 0.02968 -0.1292 0.7115 1.0000
2.000 0.6551 0.04024 0.02993 -0.1286 0.7041 1.0000
2.250 0.6902 0.04029 0.02971 -0.1292 0.7003 1.0000
2.500 0.6983 0.04141 0.03071 -0.1272 0.6892 1.0000
2.750 0.7311 0.04149 0.03059 -0.1275 0.6846 1.0000
3.000 0.7421 0.04255 0.03155 -0.1258 0.6742 1.0000
3.250 0.7722 0.04269 0.03155 -0.1258 0.6688 1.0000
3.500 0.7865 0.04362 0.03240 -0.1244 0.6592 1.0000
3.750 0.8138 0.04386 0.03254 -0.1242 0.6529 1.0000
4.250 0.8553 0.04501 0.03357 -0.1225 0.6367 1.0000
4.500 0.8907 0.04465 0.03314 -0.1227 0.6330 1.0000
4.750 0.8968 0.04611 0.03459 -0.1208 0.6204 1.0000
5.000 0.9321 0.04565 0.03410 -0.1209 0.6166 1.0000
5.250 0.9383 0.04717 0.03562 -0.1190 0.6038 1.0000
5.500 0.9736 0.04657 0.03501 -0.1190 0.6000 1.0000
5.750 0.9797 0.04816 0.03661 -0.1171 0.5870 1.0000
6.000 1.0151 0.04742 0.03589 -0.1170 0.5833 1.0000
6.250 1.0210 0.04905 0.03756 -0.1152 0.5701 1.0000
6.500 1.0569 0.04813 0.03665 -0.1149 0.5664 1.0000
6.750 1.0623 0.04985 0.03842 -0.1132 0.5531 1.0000
7.000 1.0993 0.04870 0.03734 -0.1128 0.5494 1.0000
7.250 1.1042 0.05048 0.03917 -0.1110 0.5358 1.0000
7.500 1.1360 0.04974 0.03848 -0.1104 0.5303 1.0000
7.750 1.1472 0.05092 0.03972 -0.1089 0.5183 1.0000
8.250 1.1915 0.05114 0.04011 -0.1067 0.5004 1.0000
8.750 1.2382 0.05105 0.04017 -0.1045 0.4822 1.0000
9.000 1.2436 0.05282 0.04207 -0.1029 0.4688 1.0000
9.250 1.2885 0.05057 0.03988 -0.1025 0.4635 1.0000
9.500 1.2902 0.05266 0.04206 -0.1007 0.4493 1.0000
9.750 1.2986 0.05414 0.04364 -0.0991 0.4365 1.0000
10.000 1.3425 0.05190 0.04148 -0.0985 0.4292 1.0000
10.250 1.3434 0.05410 0.04378 -0.0968 0.4151 1.0000
10.500 1.3504 0.05573 0.04552 -0.0953 0.4021 1.0000
10.750 1.3714 0.05586 0.04570 -0.0941 0.3909 1.0000
11.000 1.3950 0.05568 0.04560 -0.0929 0.3794 1.0000
11.250 1.3955 0.05803 0.04807 -0.0913 0.3659 1.0000
11.500 1.4038 0.05959 0.04971 -0.0900 0.3535 1.0000
11.750 1.4227 0.05993 0.05011 -0.0887 0.3418 1.0000
12.000 1.4345 0.06108 0.05132 -0.0875 0.3296 1.0000
12.250 1.4325 0.06388 0.05426 -0.0862 0.3172 1.0000
12.500 1.4406 0.06555 0.05600 -0.0850 0.3057 1.0000
12.750 1.4592 0.06592 0.05638 -0.0838 0.2946 1.0000
13.000 1.4533 0.06934 0.05997 -0.0828 0.2831 1.0000
13.250 1.4554 0.07187 0.06261 -0.0819 0.2724 1.0000
13.500 1.4712 0.07258 0.06331 -0.0808 0.2621 1.0000
13.750 1.4626 0.07661 0.06753 -0.0802 0.2518 1.0000
14.000 1.4651 0.07922 0.07025 -0.0796 0.2422 1.0000
14.250 1.4761 0.08057 0.07163 -0.0787 0.2325 1.0000
14.500 1.4625 0.08566 0.07693 -0.0788 0.2237 1.0000
14.750 1.4744 0.08690 0.07817 -0.0780 0.2148 1.0000
15.000 1.4604 0.09226 0.08377 -0.0785 0.2066 1.0000
15.250 1.4650 0.09470 0.08628 -0.0782 0.1984 1.0000
15.500 1.4559 0.09945 0.09120 -0.0789 0.1907 1.0000
15.750 1.4544 0.10301 0.09486 -0.0792 0.1833 1.0000
16.000 1.4463 0.10778 0.09979 -0.0803 0.1760 1.0000
16.250 1.4416 0.11204 0.10417 -0.0812 0.1692 1.0000
16.500 1.4276 0.11819 0.11049 -0.0832 0.1627 1.0000
16.750 1.4265 0.12188 0.11426 -0.0842 0.1562 1.0000
17.000 1.3892 0.13340 0.12601 -0.0896 0.1508 1.0000
17.250 1.4102 0.13238 0.12500 -0.0882 0.1441 1.0000
17.500 1.3242 0.15681 0.14959 -0.1021 0.1385 1.0000
17.750 1.3955 0.14302 0.13585 -0.0929 0.1325 1.0000
18.000 1.2922 0.17421 0.16704 -0.1119 0.1258 1.0000
18.250 1.3373 0.16547 0.15849 -0.1058 0.1220 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)