Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

davissm (davissm-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: davissm (davissm-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 45.43 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-davissm-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-davissm-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: davissm                                         
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.500  -0.3381   0.11130   0.10472  -0.0264   1.0000   0.1008
  -7.250  -0.3452   0.11044   0.10396  -0.0255   1.0000   0.1029
  -7.000  -0.3523   0.11042   0.10405  -0.0264   1.0000   0.1044
  -6.750  -0.3546   0.11104   0.10475  -0.0306   1.0000   0.1052
  -6.500  -0.3509   0.10431   0.09808  -0.0242   1.0000   0.1078
  -6.250  -0.3489   0.10142   0.09523  -0.0224   1.0000   0.1113
  -6.000  -0.3470   0.09938   0.09324  -0.0227   1.0000   0.1153
  -5.750  -0.3377   0.09920   0.09308  -0.0299   1.0000   0.1193
  -5.500  -0.3352   0.09509   0.08905  -0.0278   1.0000   0.1214
  -5.250  -0.3322   0.09178   0.08574  -0.0250   1.0000   0.1265
  -5.000  -0.3075   0.09082   0.08474  -0.0359   1.0000   0.1345
  -4.750  -0.3120   0.08640   0.08041  -0.0290   1.0000   0.1389
  -4.500  -0.2859   0.08441   0.07836  -0.0376   1.0000   0.1495
  -4.250  -0.2856   0.08071   0.07474  -0.0329   1.0000   0.1553
  -4.000  -0.2624   0.07790   0.07188  -0.0384   1.0000   0.1657
  -3.750  -0.2374   0.07523   0.06916  -0.0436   1.0000   0.1790
  -3.500  -0.2155   0.07240   0.06629  -0.0469   1.0000   0.1932
  -3.250  -0.1969   0.06938   0.06322  -0.0486   1.0000   0.2081
  -3.000  -0.1807   0.06636   0.06021  -0.0492   1.0000   0.2242
  -2.750  -0.1553   0.06383   0.05764  -0.0526   1.0000   0.2519
  -2.500  -0.1385   0.06113   0.05495  -0.0527   1.0000   0.2820
  -2.250  -0.1184   0.05876   0.05258  -0.0537   1.0000   0.3244
  -1.500  -0.0909   0.05125   0.04530  -0.0442   1.0000   0.4985
  -1.250  -0.0906   0.04847   0.04266  -0.0377   1.0000   0.5605
  -1.000  -0.0811   0.04600   0.04026  -0.0338   1.0000   0.6285
  -0.750  -0.0744   0.04326   0.03761  -0.0292   1.0000   0.6781
  -0.500  -0.0538   0.04090   0.03528  -0.0284   1.0000   0.7306
  -0.250   0.2290   0.04210   0.03352  -0.1018   1.0000   0.2171
   0.000   0.2692   0.04095   0.03176  -0.1050   1.0000   0.1892
   0.250   0.3020   0.04021   0.03066  -0.1070   1.0000   0.1829
   0.500   0.3342   0.03980   0.02979  -0.1085   1.0000   0.1743
   0.750   0.3652   0.03959   0.02923  -0.1100   1.0000   0.1708
   1.000   0.3946   0.03971   0.02901  -0.1112   1.0000   0.1718
   1.250   0.4211   0.04007   0.02910  -0.1120   1.0000   0.1825
   1.500   0.4555   0.04045   0.02920  -0.1140   0.9975   0.1930
   1.750   0.5131   0.04055   0.02920  -0.1201   0.9884   0.2184
   2.000   0.5689   0.03902   0.02953  -0.1262   0.9796   0.8713
   2.250   0.6114   0.04001   0.02956  -0.1292   0.9664   1.0000
   2.500   0.6523   0.04107   0.03037  -0.1329   0.9528   1.0000
   2.750   0.6906   0.04211   0.03128  -0.1360   0.9390   1.0000
   3.000   0.7273   0.04312   0.03222  -0.1388   0.9248   1.0000
   3.250   0.7627   0.04411   0.03318  -0.1411   0.9104   1.0000
   3.500   0.7973   0.04506   0.03418  -0.1433   0.8958   1.0000
   3.750   0.8311   0.04598   0.03514  -0.1451   0.8811   1.0000
   4.000   0.8649   0.04684   0.03608  -0.1468   0.8664   1.0000
   4.250   0.8968   0.04770   0.03704  -0.1481   0.8515   1.0000
   4.500   0.9203   0.04876   0.03826  -0.1481   0.8354   1.0000
   4.750   0.9457   0.04978   0.03942  -0.1483   0.8197   1.0000
   5.000   0.9717   0.05077   0.04057  -0.1486   0.8042   1.0000
   5.250   0.9977   0.05177   0.04176  -0.1487   0.7890   1.0000
   5.500   1.0231   0.05281   0.04305  -0.1488   0.7741   1.0000
   5.750   1.0555   0.05311   0.04361  -0.1490   0.7570   1.0000
   6.000   1.1865   0.04232   0.03358  -0.1522   0.7237   1.0000
   6.250   1.2462   0.03629   0.02814  -0.1488   0.6887   1.0000
   6.500   1.2917   0.02900   0.02106  -0.1400   0.6076   1.0000
   6.750   1.2869   0.02833   0.01968  -0.1293   0.4516   1.0000
   7.000   1.2680   0.03132   0.02101  -0.1208   0.2535   1.0000
   7.250   1.2586   0.03462   0.02342  -0.1153   0.1888   1.0000
   7.500   1.2575   0.03729   0.02579  -0.1108   0.1625   1.0000
   7.750   1.2646   0.03971   0.02805  -0.1075   0.1435   1.0000
   8.000   1.3132   0.04244   0.03051  -0.1091   0.1241   1.0000
   8.250   1.3858   0.04634   0.03436  -0.1143   0.1095   1.0000
   8.500   1.4278   0.05007   0.03832  -0.1157   0.1025   1.0000
   8.750   1.4592   0.05465   0.04317  -0.1159   0.0983   1.0000
   9.000   1.4825   0.05881   0.04785  -0.1145   0.0983   1.0000
   9.250   1.5042   0.06381   0.05326  -0.1132   0.0991   1.0000
   9.500   1.5124   0.06716   0.05731  -0.1096   0.1008   1.0000
   9.750   1.5059   0.07064   0.06162  -0.1045   0.1031   1.0000
  10.000   1.4996   0.07503   0.06661  -0.1002   0.1052   1.0000
  10.250   1.4888   0.07953   0.07160  -0.0961   0.1070   1.0000
  10.500   1.4775   0.08426   0.07669  -0.0924   0.1090   1.0000
  10.750   1.4683   0.08935   0.08204  -0.0894   0.1108   1.0000
  11.000   1.4605   0.09435   0.08733  -0.0866   0.1140   1.0000
  11.250   1.4057   0.09706   0.09042  -0.0804   0.1162   1.0000
  11.500   1.3582   0.10268   0.09630  -0.0786   0.1196   1.0000
  11.750   1.3293   0.10930   0.10307  -0.0790   0.1227   1.0000
  12.000   1.3286   0.11599   0.10986  -0.0793   0.1270   1.0000
  12.250   1.2438   0.12853   0.12252  -0.0893   0.1300   1.0000
  12.500   1.2085   0.14221   0.13609  -0.0988   0.1366   1.0000
<< Back to davissm (davissm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to davissm (davissm-il)