Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.99 at α=1° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-daytonwright6-il-50000.txt Download as CSV file: xf-daytonwright6-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Dayton-Wright 6
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2589 0.13104 0.12401 -0.0335 1.0000 0.1821
-11.750 -0.2712 0.13064 0.12373 -0.0335 1.0000 0.1865
-11.500 -0.3004 0.13240 0.12567 -0.0337 1.0000 0.1880
-11.250 -0.2684 0.12478 0.11801 -0.0316 1.0000 0.1921
-11.000 -0.2645 0.12220 0.11549 -0.0301 1.0000 0.1973
-10.750 -0.2753 0.12125 0.11465 -0.0291 1.0000 0.2024
-10.500 -0.3060 0.12254 0.11611 -0.0281 1.0000 0.2049
-10.250 -0.2921 0.11764 0.11125 -0.0262 1.0000 0.2082
-10.000 -0.2857 0.11489 0.10854 -0.0241 1.0000 0.2140
-9.750 -0.3017 0.11424 0.10801 -0.0222 1.0000 0.2197
-9.500 -0.3367 0.11528 0.10923 -0.0204 1.0000 0.2221
-9.250 -0.3149 0.11020 0.10416 -0.0183 1.0000 0.2281
-9.000 -0.3221 0.10872 0.10276 -0.0160 1.0000 0.2344
-8.750 -0.3554 0.10915 0.10336 -0.0137 1.0000 0.2386
-8.500 -0.3977 0.10998 0.10437 -0.0107 1.0000 0.2397
-8.250 -0.3565 0.10406 0.09841 -0.0091 1.0000 0.2498
-8.000 -0.3865 0.10389 0.09839 -0.0061 1.0000 0.2545
-7.750 -0.4304 0.10443 0.09909 -0.0040 1.0000 0.2567
-7.500 -0.4136 0.10040 0.09510 -0.0009 1.0000 0.2629
-7.250 -0.4278 0.09909 0.09389 0.0014 1.0000 0.2698
-7.000 -0.4734 0.09945 0.09437 0.0004 1.0000 0.2749
-6.750 -0.4544 0.09559 0.09057 0.0052 1.0000 0.2809
-6.500 -0.4818 0.09510 0.09013 0.0048 1.0000 0.2911
-6.250 -0.4792 0.09209 0.08721 0.0081 1.0000 0.2963
-6.000 -0.4501 0.08854 0.08363 0.0034 0.9883 0.3155
-5.750 -0.4274 0.08555 0.08059 -0.0009 0.9752 0.3400
-5.250 -0.3893 0.07957 0.07460 -0.0037 0.9499 0.3972
-5.000 -0.3675 0.07697 0.07203 -0.0019 0.9382 0.4358
-4.250 -0.2408 0.05908 0.05198 -0.0434 0.9007 0.2011
-4.000 -0.2126 0.05534 0.04768 -0.0453 0.8895 0.1797
-3.750 -0.1753 0.05225 0.04363 -0.0476 0.8794 0.1702
-3.500 -0.1470 0.05050 0.04140 -0.0482 0.8677 0.1708
-3.250 -0.1239 0.04894 0.03960 -0.0479 0.8557 0.1724
-3.000 -0.0910 0.04747 0.03787 -0.0489 0.8448 0.1753
-2.750 -0.0549 0.04622 0.03630 -0.0501 0.8338 0.1818
-2.500 -0.0333 0.04554 0.03531 -0.0493 0.8213 0.1912
-2.250 -0.0003 0.04469 0.03425 -0.0500 0.8102 0.2079
-2.000 0.0424 0.04370 0.03311 -0.0520 0.7999 0.2409
-1.750 0.0639 0.04358 0.03300 -0.0514 0.7873 0.2749
-1.500 0.1024 0.04316 0.03274 -0.0534 0.7759 0.3305
-1.250 0.2914 0.03864 0.03015 -0.0805 0.7669 1.0000
-1.000 0.3044 0.03957 0.03071 -0.0785 0.7537 1.0000
-0.750 0.3260 0.04027 0.03109 -0.0777 0.7417 1.0000
-0.500 0.3750 0.04012 0.03058 -0.0802 0.7329 1.0000
-0.250 0.3776 0.04141 0.03172 -0.0771 0.7197 1.0000
0.000 0.3894 0.04249 0.03263 -0.0752 0.7077 1.0000
0.250 0.4440 0.04198 0.03186 -0.0781 0.7003 1.0000
0.500 0.4383 0.04380 0.03359 -0.0743 0.6871 1.0000
0.750 0.4429 0.04534 0.03502 -0.0719 0.6757 1.0000
1.000 0.4931 0.04488 0.03437 -0.0740 0.6686 1.0000
1.250 0.4775 0.04752 0.03695 -0.0698 0.6562 1.0000
1.500 0.4901 0.04893 0.03826 -0.0684 0.6469 1.0000
1.750 0.5118 0.04987 0.03910 -0.0678 0.6381 1.0000
2.000 0.5034 0.05252 0.04170 -0.0650 0.6284 1.0000
2.250 0.5314 0.05328 0.04236 -0.0650 0.6211 1.0000
2.500 0.5173 0.05644 0.04548 -0.0621 0.6124 1.0000
2.750 0.5401 0.05755 0.04652 -0.0618 0.6051 1.0000
3.000 0.5359 0.06040 0.04933 -0.0600 0.5986 1.0000
3.250 0.5279 0.06346 0.05236 -0.0582 0.5927 1.0000
3.500 0.5785 0.06319 0.05201 -0.0595 0.5859 1.0000
3.750 0.5424 0.06804 0.05687 -0.0565 0.5817 1.0000
4.000 0.5338 0.07144 0.06026 -0.0553 0.5795 1.0000
4.250 0.5311 0.07451 0.06332 -0.0544 0.5776 1.0000
4.500 0.5284 0.07771 0.06651 -0.0538 0.5777 1.0000
4.750 0.5276 0.08112 0.06993 -0.0536 0.5814 1.0000
5.000 0.5419 0.08425 0.07305 -0.0543 0.5850 1.0000
5.250 0.4316 0.09324 0.08228 -0.0531 0.6894 1.0000
5.500 0.4645 0.09697 0.08596 -0.0553 0.6836 1.0000
5.750 0.4581 0.09763 0.08662 -0.0530 0.6724 1.0000
6.000 0.4743 0.10032 0.08928 -0.0533 0.6652 1.0000
6.250 0.4915 0.10244 0.09140 -0.0534 0.6537 1.0000
6.500 0.4924 0.10419 0.09315 -0.0523 0.6447 1.0000
6.750 0.5213 0.10746 0.09640 -0.0537 0.6363 1.0000
7.000 0.5174 0.10869 0.09764 -0.0520 0.6252 1.0000
7.250 0.5501 0.11273 0.10168 -0.0539 0.6185 1.0000
7.500 0.5438 0.11347 0.10243 -0.0521 0.6067 1.0000
7.750 0.5601 0.11665 0.10562 -0.0526 0.6006 1.0000
8.000 0.5687 0.11843 0.10742 -0.0521 0.5890 1.0000
8.250 0.5726 0.12064 0.10965 -0.0516 0.5804 1.0000
8.500 0.5942 0.12360 0.11266 -0.0522 0.5713 1.0000
8.750 0.5922 0.12551 0.11458 -0.0515 0.5632 1.0000
9.000 0.6147 0.12865 0.11776 -0.0522 0.5544 1.0000
9.250 0.6113 0.13038 0.11951 -0.0514 0.5454 1.0000
9.500 0.6363 0.13389 0.12307 -0.0523 0.5373 1.0000
9.750 0.6303 0.13555 0.12477 -0.0516 0.5296 1.0000
10.000 0.6508 0.13873 0.12800 -0.0522 0.5212 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il)