DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 4.56 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-defcnd1-il-100000.txt Download as CSV file: xf-defcnd1-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1035 0.11370 0.10814 -0.0870 0.7951 0.1798
-11.750 -0.3042 0.06744 0.06192 -0.1113 0.8104 0.1243
-11.500 -0.3829 0.05634 0.05065 -0.1173 0.8063 0.1226
-11.250 -0.4402 0.05084 0.04493 -0.1169 0.7992 0.1218
-11.000 -0.4842 0.04771 0.04152 -0.1125 0.7921 0.1222
-10.750 -0.5223 0.04519 0.03852 -0.1073 0.7864 0.1238
-10.500 -0.4872 0.04526 0.03885 -0.1078 0.7782 0.1298
-10.250 -0.4980 0.04377 0.03709 -0.1044 0.7719 0.1341
-10.000 -0.5160 0.04172 0.03454 -0.1001 0.7670 0.1377
-9.750 -0.4795 0.04200 0.03515 -0.1009 0.7604 0.1445
-9.500 -0.4890 0.04048 0.03320 -0.0972 0.7546 0.1492
-9.250 -0.4674 0.03974 0.03253 -0.0965 0.7489 0.1550
-9.000 -0.4553 0.03912 0.03174 -0.0947 0.7437 0.1612
-8.750 -0.4525 0.03782 0.03016 -0.0921 0.7378 0.1662
-8.500 -0.4274 0.03746 0.02994 -0.0918 0.7323 0.1722
-8.250 -0.4179 0.03660 0.02872 -0.0895 0.7279 0.1781
-8.000 -0.4018 0.03569 0.02773 -0.0882 0.7232 0.1833
-7.750 -0.3827 0.03530 0.02738 -0.0872 0.7170 0.1889
-7.500 -0.3696 0.03463 0.02639 -0.0853 0.7119 0.1946
-7.250 -0.3485 0.03377 0.02548 -0.0844 0.7077 0.1999
-7.000 -0.3283 0.03347 0.02513 -0.0834 0.7035 0.2056
-6.750 -0.3144 0.03318 0.02467 -0.0818 0.6978 0.2110
-6.500 -0.2946 0.03256 0.02399 -0.0808 0.6927 0.2161
-6.250 -0.2705 0.03215 0.02356 -0.0801 0.6885 0.2221
-6.000 -0.2490 0.03180 0.02295 -0.0789 0.6850 0.2285
-5.750 -0.2348 0.03175 0.02296 -0.0776 0.6791 0.2334
-5.500 -0.2152 0.03168 0.02297 -0.0766 0.6740 0.2392
-5.250 -0.1936 0.03144 0.02256 -0.0756 0.6697 0.2464
-5.000 -0.1667 0.03095 0.02205 -0.0751 0.6664 0.2535
-4.750 -0.1501 0.03117 0.02231 -0.0738 0.6615 0.2607
-4.500 -0.1395 0.03162 0.02271 -0.0719 0.6555 0.2677
-4.250 -0.1196 0.03161 0.02285 -0.0709 0.6510 0.2761
-4.000 -0.0945 0.03134 0.02250 -0.0701 0.6475 0.2879
-3.750 -0.0659 0.03103 0.02217 -0.0696 0.6448 0.3035
-3.500 -0.0690 0.03227 0.02365 -0.0665 0.6373 0.3119
-3.250 -0.0612 0.03297 0.02443 -0.0642 0.6319 0.3274
-3.000 -0.0412 0.03302 0.02462 -0.0628 0.6282 0.3515
-2.750 -0.0146 0.03283 0.02451 -0.0617 0.6255 0.3879
-2.500 0.0157 0.03269 0.02437 -0.0609 0.6234 0.4276
-2.250 -0.0397 0.03647 0.02839 -0.0533 0.6114 0.4206
-2.000 -0.0190 0.03674 0.02870 -0.0518 0.6079 0.4519
-1.750 0.0135 0.03652 0.02848 -0.0512 0.6054 0.4833
-1.500 -0.0654 0.04104 0.03306 -0.0415 0.5944 0.4716
-1.250 -0.0671 0.04247 0.03450 -0.0386 0.5899 0.4895
-1.000 -0.0364 0.04238 0.03444 -0.0380 0.5867 0.5162
-0.750 0.0138 0.04146 0.03357 -0.0391 0.5848 0.5461
-0.500 0.0483 0.04140 0.03352 -0.0391 0.5820 0.5698
0.250 -0.1439 0.05704 0.04939 -0.0240 0.6159 0.5570
0.500 -0.1370 0.05817 0.05059 -0.0226 0.6141 0.5747
0.750 -0.1197 0.05907 0.05156 -0.0218 0.6095 0.5961
1.000 -0.0115 0.05320 0.04569 -0.0219 0.5516 0.6501
1.250 0.0296 0.05289 0.04548 -0.0223 0.5472 0.6849
1.500 0.1019 0.05130 0.04408 -0.0244 0.5443 0.7432
1.750 0.0427 0.05623 0.04919 -0.0208 0.5391 0.7560
2.000 0.1032 0.05826 0.05181 -0.0299 0.5325 0.8868
2.250 0.2600 0.05699 0.05026 -0.0467 0.5264 1.0000
2.500 0.1303 0.06747 0.06100 -0.0413 0.5497 1.0000
2.750 0.1498 0.06895 0.06230 -0.0413 0.5475 1.0000
3.000 0.1711 0.07065 0.06384 -0.0413 0.5461 1.0000
3.250 0.1946 0.07260 0.06567 -0.0416 0.5450 1.0000
3.500 0.2204 0.07493 0.06786 -0.0420 0.5438 1.0000
3.750 0.2391 0.07031 0.06303 -0.0376 0.5028 1.0000
4.000 0.2336 0.07312 0.06579 -0.0367 0.5021 1.0000
4.250 0.2363 0.07577 0.06840 -0.0363 0.5028 1.0000
4.500 0.2604 0.07808 0.07062 -0.0367 0.5052 1.0000
4.750 0.2886 0.08032 0.07277 -0.0373 0.5063 1.0000
5.000 0.3083 0.07913 0.07147 -0.0356 0.4892 1.0000
5.250 0.3163 0.08184 0.07414 -0.0354 0.4890 1.0000
5.500 0.3313 0.08442 0.07667 -0.0354 0.4882 1.0000
5.750 0.3649 0.08233 0.07445 -0.0338 0.4703 1.0000
6.000 0.2559 0.09243 0.08481 -0.0332 0.4973 1.0000
6.250 0.2777 0.09402 0.08634 -0.0332 0.4927 1.0000
6.500 0.3098 0.09612 0.08836 -0.0337 0.4901 1.0000
6.750 0.3603 0.09930 0.09145 -0.0352 0.4884 1.0000
7.000 0.3020 0.09982 0.09203 -0.0322 0.4777 1.0000
7.250 0.3280 0.10156 0.09371 -0.0323 0.4736 1.0000
7.500 0.3634 0.10404 0.09614 -0.0330 0.4715 1.0000
7.750 0.3793 0.10721 0.09928 -0.0333 0.4700 1.0000
8.000 0.3466 0.10771 0.09981 -0.0316 0.4590 1.0000
8.250 0.3742 0.10959 0.10165 -0.0318 0.4554 1.0000
8.500 0.4129 0.11246 0.10447 -0.0326 0.4535 1.0000
8.750 0.3752 0.11425 0.10630 -0.0315 0.4467 1.0000
9.000 0.3904 0.11595 0.10797 -0.0314 0.4408 1.0000
9.250 0.4192 0.11803 0.11002 -0.0317 0.4376 1.0000
9.500 0.4586 0.12129 0.11325 -0.0325 0.4359 1.0000
9.750 0.4157 0.12262 0.11463 -0.0316 0.4276 1.0000
10.000 0.4329 0.12448 0.11648 -0.0317 0.4230 1.0000
10.250 0.4609 0.12677 0.11874 -0.0320 0.4202 1.0000
10.500 0.5003 0.13037 0.12232 -0.0327 0.4186 1.0000
10.750 0.4566 0.13129 0.12328 -0.0323 0.4095 1.0000
11.000 0.4745 0.13328 0.12527 -0.0325 0.4055 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)