DAE-51 AIRFOIL (dae51-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DAE-51 AIRFOIL (dae51-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.28 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dae51-il-50000.txt Download as CSV file: xf-dae51-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DAE-51 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3588 0.10689 0.10045 -0.0304 1.0000 0.2001
-7.750 -0.3303 0.10066 0.09418 -0.0285 1.0000 0.2107
-7.500 -0.3580 0.10147 0.09521 -0.0271 1.0000 0.2147
-7.250 -0.3392 0.09663 0.09038 -0.0253 1.0000 0.2236
-7.000 -0.3645 0.09688 0.09082 -0.0223 1.0000 0.2287
-6.750 -0.3691 0.09442 0.08845 -0.0199 1.0000 0.2340
-6.500 -0.3781 0.09307 0.08720 -0.0175 1.0000 0.2428
-6.250 -0.3886 0.09120 0.08544 -0.0157 1.0000 0.2487
-6.000 -0.3983 0.08993 0.08426 -0.0143 1.0000 0.2592
-5.750 -0.3962 0.08700 0.08139 -0.0112 1.0000 0.2679
-5.500 -0.4059 0.08523 0.07972 -0.0108 1.0000 0.2788
-5.250 -0.4109 0.08331 0.07786 -0.0103 1.0000 0.2928
-5.000 -0.4105 0.08085 0.07546 -0.0079 1.0000 0.3088
-4.750 -0.4083 0.07837 0.07304 -0.0047 1.0000 0.3268
-4.500 -0.4116 0.07679 0.07149 -0.0058 1.0000 0.3526
-4.250 -0.4071 0.07382 0.06859 0.0000 1.0000 0.3724
-4.000 -0.4064 0.07164 0.06646 0.0024 1.0000 0.4010
-3.750 -0.4046 0.06938 0.06426 0.0059 1.0000 0.4315
-3.500 -0.4023 0.06707 0.06201 0.0106 1.0000 0.4639
-3.000 -0.1783 0.04128 0.03299 -0.0648 1.0000 0.1395
-2.750 -0.1469 0.03847 0.02982 -0.0668 1.0000 0.1375
-2.500 -0.1140 0.03606 0.02690 -0.0687 1.0000 0.1366
-2.250 -0.0816 0.03400 0.02432 -0.0701 1.0000 0.1354
-2.000 -0.0505 0.03248 0.02229 -0.0711 1.0000 0.1383
-1.750 -0.0233 0.03131 0.02098 -0.0716 1.0000 0.1480
-1.500 0.0054 0.03031 0.01968 -0.0720 1.0000 0.1578
-1.250 0.0324 0.02958 0.01892 -0.0723 1.0000 0.1794
-1.000 0.0632 0.02882 0.01819 -0.0730 1.0000 0.2191
-0.750 0.0899 0.02481 0.01737 -0.0706 1.0000 0.9118
-0.500 0.1083 0.02536 0.01708 -0.0699 1.0000 1.0000
-0.250 0.1308 0.02611 0.01736 -0.0702 1.0000 1.0000
0.000 0.1526 0.02691 0.01781 -0.0706 1.0000 1.0000
0.250 0.1871 0.02794 0.01849 -0.0734 0.9951 1.0000
0.500 0.2348 0.02917 0.01937 -0.0785 0.9842 1.0000
0.750 0.2764 0.03030 0.02023 -0.0825 0.9725 1.0000
1.000 0.3143 0.03138 0.02112 -0.0858 0.9604 1.0000
1.250 0.3510 0.03247 0.02204 -0.0887 0.9481 1.0000
1.500 0.3875 0.03357 0.02300 -0.0916 0.9357 1.0000
1.750 0.4244 0.03467 0.02399 -0.0944 0.9232 1.0000
2.000 0.4618 0.03576 0.02500 -0.0971 0.9106 1.0000
2.250 0.5010 0.03682 0.02600 -0.1000 0.8979 1.0000
2.500 0.5299 0.03782 0.02698 -0.1012 0.8841 1.0000
2.750 0.5586 0.03885 0.02799 -0.1023 0.8701 1.0000
3.000 0.5875 0.03987 0.02902 -0.1033 0.8560 1.0000
3.250 0.6165 0.04087 0.03006 -0.1042 0.8417 1.0000
3.500 0.6453 0.04186 0.03109 -0.1050 0.8272 1.0000
3.750 0.6741 0.04282 0.03210 -0.1057 0.8125 1.0000
4.000 0.7032 0.04373 0.03307 -0.1063 0.7975 1.0000
4.250 0.7324 0.04459 0.03404 -0.1068 0.7823 1.0000
4.500 0.7621 0.04537 0.03492 -0.1072 0.7670 1.0000
4.750 0.7928 0.04604 0.03570 -0.1075 0.7516 1.0000
5.000 0.8250 0.04652 0.03636 -0.1077 0.7360 1.0000
5.250 0.8592 0.04678 0.03677 -0.1078 0.7204 1.0000
5.500 0.8773 0.04776 0.03787 -0.1065 0.7024 1.0000
5.750 0.9001 0.04844 0.03870 -0.1055 0.6844 1.0000
6.000 0.9319 0.04842 0.03892 -0.1047 0.6671 1.0000
6.250 0.9712 0.04761 0.03834 -0.1040 0.6504 1.0000
6.500 1.0165 0.04583 0.03683 -0.1028 0.6343 1.0000
6.750 1.0666 0.04316 0.03449 -0.1012 0.6180 1.0000
7.000 1.0869 0.04311 0.03465 -0.0986 0.5951 1.0000
7.250 1.1511 0.03837 0.03024 -0.0967 0.5745 1.0000
7.500 1.1919 0.03575 0.02780 -0.0940 0.5454 1.0000
7.750 1.2215 0.03412 0.02627 -0.0908 0.5096 1.0000
8.000 1.2486 0.03262 0.02475 -0.0874 0.4666 1.0000
8.250 1.2649 0.03220 0.02420 -0.0835 0.4175 1.0000
8.500 1.2735 0.03264 0.02435 -0.0792 0.3622 1.0000
8.750 1.2752 0.03400 0.02527 -0.0747 0.3036 1.0000
9.000 1.2755 0.03615 0.02687 -0.0706 0.2495 1.0000
9.250 1.2795 0.03868 0.02898 -0.0673 0.2061 1.0000
9.500 1.2897 0.04129 0.03137 -0.0648 0.1738 1.0000
9.750 1.3090 0.04411 0.03405 -0.0634 0.1498 1.0000
10.000 1.3313 0.04717 0.03717 -0.0624 0.1334 1.0000
10.250 1.3518 0.05045 0.04060 -0.0614 0.1220 1.0000
10.500 1.3738 0.05393 0.04408 -0.0608 0.1127 1.0000
10.750 1.3792 0.05772 0.04848 -0.0583 0.1092 1.0000
11.000 1.3844 0.06147 0.05262 -0.0561 0.1056 1.0000
11.250 1.4017 0.06573 0.05688 -0.0556 0.1003 1.0000
11.500 1.3886 0.06948 0.06116 -0.0522 0.0993 1.0000
11.750 1.3722 0.07336 0.06544 -0.0489 0.0988 1.0000
12.000 1.3526 0.07737 0.06977 -0.0459 0.0986 1.0000
12.250 1.3311 0.08178 0.07446 -0.0438 0.0988 1.0000
12.500 1.3083 0.08666 0.07959 -0.0425 0.0992 1.0000
12.750 1.2850 0.09205 0.08519 -0.0422 0.0997 1.0000
13.000 1.2622 0.09798 0.09129 -0.0428 0.1002 1.0000
13.250 1.2417 0.10441 0.09782 -0.0441 0.1007 1.0000
13.500 1.1330 0.12405 0.11777 -0.0587 0.1146 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DAE-51 AIRFOIL (dae51-il)