Dayton-Wright T-1 (daytonwrightt1-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Dayton-Wright T-1 (daytonwrightt1-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.91 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-daytonwrightt1-il-50000.txt Download as CSV file: xf-daytonwrightt1-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Dayton-Wright T-1
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3018 0.12022 0.11312 -0.0278 1.0000 0.2336
-11.000 -0.3212 0.12008 0.11312 -0.0264 1.0000 0.2393
-10.750 -0.3645 0.12226 0.11550 -0.0246 1.0000 0.2411
-10.500 -0.3210 0.11465 0.10780 -0.0230 1.0000 0.2467
-10.250 -0.3262 0.11299 0.10621 -0.0210 1.0000 0.2530
-10.000 -0.3630 0.11407 0.10746 -0.0187 1.0000 0.2576
-9.750 -0.3549 0.11011 0.10355 -0.0170 1.0000 0.2614
-9.500 -0.3492 0.10757 0.10105 -0.0147 1.0000 0.2691
-9.250 -0.3832 0.10795 0.10158 -0.0118 1.0000 0.2744
-9.000 -0.4324 0.10907 0.10289 -0.0084 1.0000 0.2758
-8.750 -0.3828 0.10264 0.09639 -0.0073 1.0000 0.2866
-8.500 -0.4211 0.10281 0.09672 -0.0036 1.0000 0.2917
-8.250 -0.4371 0.10060 0.09461 -0.0018 1.0000 0.2958
-8.000 -0.4266 0.09770 0.09174 0.0010 1.0000 0.3041
-7.750 -0.4721 0.09774 0.09191 0.0001 1.0000 0.3116
-7.500 -0.4498 0.09343 0.08762 0.0044 1.0000 0.3175
-7.250 -0.4799 0.09271 0.08697 0.0029 1.0000 0.3292
-7.000 -0.4653 0.08879 0.08309 0.0071 1.0000 0.3342
-6.750 -0.4801 0.08701 0.08133 0.0062 1.0000 0.3474
-6.500 -0.4713 0.08383 0.07821 0.0097 1.0000 0.3536
-6.250 -0.4760 0.08134 0.07573 0.0098 1.0000 0.3670
-6.000 -0.4257 0.06124 0.05409 -0.0270 1.0000 0.1908
-5.750 -0.4097 0.05822 0.05095 -0.0272 1.0000 0.1880
-5.500 -0.3913 0.05481 0.04732 -0.0283 1.0000 0.1847
-5.250 -0.3684 0.05066 0.04272 -0.0305 1.0000 0.1804
-5.000 -0.3452 0.04745 0.03905 -0.0319 1.0000 0.1804
-4.750 -0.3228 0.04527 0.03647 -0.0327 1.0000 0.1854
-4.500 -0.2978 0.04293 0.03353 -0.0338 1.0000 0.1914
-4.250 -0.2789 0.04215 0.03278 -0.0333 1.0000 0.1985
-4.000 -0.2561 0.04097 0.03127 -0.0336 1.0000 0.2102
-3.750 -0.2341 0.04027 0.03031 -0.0336 1.0000 0.2249
-3.500 -0.2139 0.03993 0.02990 -0.0333 1.0000 0.2421
-3.250 -0.1615 0.04038 0.03027 -0.0386 0.9880 0.2765
-3.000 -0.1104 0.04073 0.03057 -0.0435 0.9740 0.3126
-2.750 -0.0653 0.04087 0.03066 -0.0473 0.9604 0.3480
-2.500 -0.0230 0.04091 0.03069 -0.0505 0.9466 0.3854
-2.250 0.0204 0.04095 0.03065 -0.0538 0.9327 0.4303
-2.000 0.0652 0.04082 0.03062 -0.0571 0.9188 0.4856
-1.750 0.1124 0.04030 0.03056 -0.0606 0.9057 0.5660
-1.500 0.1631 0.03929 0.03080 -0.0640 0.8908 1.0000
-1.250 0.2028 0.04010 0.03109 -0.0668 0.8748 1.0000
-1.000 0.2385 0.04083 0.03147 -0.0686 0.8587 1.0000
-0.750 0.2725 0.04150 0.03188 -0.0700 0.8425 1.0000
-0.500 0.3058 0.04212 0.03229 -0.0712 0.8264 1.0000
-0.250 0.3389 0.04266 0.03266 -0.0722 0.8100 1.0000
0.000 0.3714 0.04317 0.03302 -0.0731 0.7938 1.0000
0.250 0.4041 0.04359 0.03332 -0.0738 0.7774 1.0000
0.500 0.4359 0.04396 0.03359 -0.0743 0.7611 1.0000
0.750 0.4675 0.04427 0.03381 -0.0746 0.7448 1.0000
1.000 0.4987 0.04453 0.03400 -0.0748 0.7287 1.0000
1.250 0.5296 0.04474 0.03415 -0.0749 0.7127 1.0000
1.500 0.5592 0.04497 0.03433 -0.0747 0.6971 1.0000
1.750 0.5892 0.04512 0.03444 -0.0745 0.6817 1.0000
2.000 0.6207 0.04515 0.03444 -0.0744 0.6671 1.0000
2.250 0.6781 0.04350 0.03276 -0.0764 0.6583 1.0000
2.500 0.7007 0.04387 0.03312 -0.0752 0.6428 1.0000
2.750 0.7211 0.04445 0.03369 -0.0740 0.6278 1.0000
3.000 0.7404 0.04520 0.03444 -0.0727 0.6135 1.0000
3.250 0.8155 0.04229 0.03154 -0.0763 0.6079 1.0000
3.500 0.8229 0.04376 0.03301 -0.0738 0.5927 1.0000
3.750 0.8246 0.04580 0.03505 -0.0712 0.5780 1.0000
4.000 0.9005 0.04306 0.03233 -0.0751 0.5727 1.0000
4.250 0.8856 0.04635 0.03565 -0.0711 0.5586 1.0000
4.500 0.8508 0.05169 0.04100 -0.0666 0.5439 1.0000
4.750 0.9405 0.04750 0.03687 -0.0707 0.5401 1.0000
5.000 0.8689 0.05608 0.04544 -0.0643 0.5250 1.0000
5.250 0.7943 0.06737 0.05672 -0.0622 0.5123 1.0000
5.500 0.8266 0.06780 0.05720 -0.0622 0.5074 1.0000
5.750 0.7792 0.07634 0.06574 -0.0614 0.5015 1.0000
6.000 0.7603 0.08184 0.07127 -0.0611 0.4974 1.0000
6.250 0.7535 0.08636 0.07582 -0.0612 0.4953 1.0000
6.500 0.7368 0.09207 0.08156 -0.0617 0.4981 1.0000
6.750 0.7312 0.09678 0.08633 -0.0622 0.5011 1.0000
7.000 0.7353 0.10089 0.09049 -0.0630 0.5038 1.0000
7.250 0.6195 0.11520 0.10492 -0.0674 0.6167 1.0000
7.500 0.6451 0.11850 0.10827 -0.0687 0.6086 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Dayton-Wright T-1 (daytonwrightt1-il)