DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.97 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-defcnd1-il-50000.txt Download as CSV file: xf-defcnd1-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.2027 0.15805 0.15190 -0.0422 1.0000 0.2302
-13.500 -0.2006 0.15541 0.14950 -0.0399 1.0000 0.2327
-13.250 -0.2107 0.15620 0.15043 -0.0364 0.9951 0.2356
-13.000 -0.2016 0.15411 0.14831 -0.0422 0.9837 0.2473
-12.750 -0.1612 0.14682 0.14095 -0.0475 0.9734 0.2559
-12.500 -0.1689 0.14684 0.14095 -0.0527 0.9658 0.2665
-12.250 -0.1150 0.13815 0.13216 -0.0577 0.9563 0.2788
-12.000 -0.1033 0.13457 0.12854 -0.0630 0.9500 0.2887
-11.750 -0.0865 0.13179 0.12569 -0.0675 0.9426 0.3036
-11.500 -0.0437 0.12498 0.11878 -0.0724 0.9346 0.3154
-11.250 -0.0371 0.12228 0.11602 -0.0771 0.9289 0.3266
-11.000 -0.0124 0.11875 0.11239 -0.0802 0.9191 0.3415
-10.750 0.0223 0.11329 0.10681 -0.0848 0.9122 0.3530
-10.500 -0.0012 0.11490 0.10842 -0.0859 0.9040 0.3638
-10.250 0.0547 0.10748 0.10084 -0.0896 0.8952 0.3768
-10.000 0.0494 0.10634 0.09967 -0.0913 0.8885 0.3864
-9.750 0.0783 0.10280 0.09603 -0.0925 0.8789 0.3995
-9.500 0.0809 0.10085 0.09403 -0.0939 0.8723 0.4083
-9.250 0.0993 0.09859 0.09171 -0.0942 0.8639 0.4212
-9.000 0.0912 0.09775 0.09088 -0.0940 0.8569 0.4285
-8.750 0.1226 0.09432 0.08731 -0.0957 0.8506 0.4413
-8.500 0.0962 0.09537 0.08846 -0.0937 0.8441 0.4486
-8.250 0.1358 0.09120 0.08417 -0.0953 0.8364 0.4586
-8.000 0.1082 0.09259 0.08560 -0.0933 0.8312 0.4689
-7.750 0.1452 0.08837 0.08129 -0.0951 0.8248 0.4757
-7.500 -0.2126 0.07749 0.07097 -0.0917 0.8224 0.2853
-7.250 -0.2503 0.07756 0.07113 -0.0852 0.8171 0.2841
-7.000 -0.2914 0.07677 0.07038 -0.0792 0.8132 0.2823
-6.750 -0.3357 0.07467 0.06827 -0.0742 0.8105 0.2803
-6.500 -0.3806 0.07195 0.06546 -0.0694 0.8089 0.2785
-6.250 -0.4194 0.06947 0.06283 -0.0648 0.8084 0.2781
-6.000 -0.7491 0.07744 0.07207 -0.0121 1.0000 0.2381
-5.750 -0.7591 0.07190 0.06619 -0.0122 1.0000 0.2415
-5.500 -0.7674 0.06584 0.05957 -0.0125 1.0000 0.2457
-5.250 -0.7637 0.06263 0.05604 -0.0118 1.0000 0.2509
-5.000 -0.7509 0.06244 0.05593 -0.0103 1.0000 0.2571
-4.750 -0.7447 0.05955 0.05260 -0.0099 1.0000 0.2633
-4.500 -0.7361 0.05727 0.04996 -0.0092 1.0000 0.2692
-4.250 -0.7222 0.05704 0.04981 -0.0080 1.0000 0.2754
-4.000 -0.7110 0.05542 0.04781 -0.0074 1.0000 0.2824
-3.750 -0.6987 0.05413 0.04627 -0.0067 1.0000 0.2886
-3.500 -0.6700 0.05482 0.04692 -0.0083 0.9938 0.2973
-3.250 -0.6427 0.05447 0.04616 -0.0102 0.9852 0.3066
-3.000 -0.6123 0.05556 0.04726 -0.0120 0.9763 0.3158
-2.750 -0.5812 0.05598 0.04734 -0.0142 0.9653 0.3264
-2.500 -0.5554 0.05647 0.04785 -0.0151 0.9525 0.3362
-2.250 -0.5295 0.05684 0.04800 -0.0162 0.9412 0.3472
-2.000 -0.4930 0.05866 0.04968 -0.0188 0.9302 0.3622
-1.750 -0.4738 0.05850 0.04957 -0.0184 0.9155 0.3734
-1.500 -0.4516 0.05905 0.05001 -0.0186 0.9042 0.3885
-1.250 -0.4182 0.06065 0.05162 -0.0203 0.8926 0.4102
-1.000 -0.4023 0.06055 0.05152 -0.0193 0.8780 0.4306
-0.750 -0.3638 0.06336 0.05432 -0.0215 0.8703 0.4695
-0.500 -0.3565 0.06217 0.05330 -0.0189 0.8550 0.4966
-0.250 -0.3320 0.06372 0.05497 -0.0186 0.8478 0.5411
0.000 -0.3153 0.06366 0.05502 -0.0171 0.8329 0.5825
0.250 -0.2989 0.06445 0.05589 -0.0159 0.8235 0.6229
0.500 -0.2744 0.06544 0.05699 -0.0155 0.8114 0.6663
0.750 -0.2587 0.06630 0.05802 -0.0142 0.8031 0.7045
1.000 -0.2357 0.06713 0.05905 -0.0136 0.7910 0.7519
1.250 -0.2096 0.06864 0.06084 -0.0141 0.7836 0.8089
1.500 -0.1219 0.07227 0.06484 -0.0274 0.7690 0.9198
1.750 -0.0661 0.07478 0.06712 -0.0383 0.7578 1.0000
2.000 -0.0418 0.07635 0.06825 -0.0401 0.7484 1.0000
2.250 -0.0373 0.07694 0.06857 -0.0388 0.7388 1.0000
2.500 -0.0121 0.07883 0.07018 -0.0399 0.7290 1.0000
2.750 0.0078 0.08123 0.07233 -0.0405 0.7236 1.0000
3.000 0.0131 0.08139 0.07234 -0.0389 0.7114 1.0000
3.250 0.0516 0.08528 0.07598 -0.0414 0.7059 1.0000
3.500 0.0403 0.08440 0.07500 -0.0381 0.6948 1.0000
3.750 0.0695 0.08709 0.07750 -0.0393 0.6877 1.0000
4.000 0.0837 0.08933 0.07960 -0.0392 0.6831 1.0000
4.250 0.0865 0.08949 0.07966 -0.0376 0.6716 1.0000
4.500 0.1199 0.09297 0.08298 -0.0393 0.6661 1.0000
4.750 0.1142 0.09317 0.08310 -0.0371 0.6582 1.0000
5.000 0.1313 0.09486 0.08469 -0.0370 0.6497 1.0000
5.250 0.1650 0.09874 0.08843 -0.0388 0.6451 1.0000
5.500 0.1553 0.09858 0.08823 -0.0364 0.6376 1.0000
5.750 0.1722 0.10034 0.08989 -0.0364 0.6290 1.0000
6.000 0.2065 0.10442 0.09386 -0.0382 0.6244 1.0000
6.250 0.1967 0.10440 0.09380 -0.0361 0.6181 1.0000
6.500 0.2094 0.10591 0.09524 -0.0358 0.6096 1.0000
6.750 0.2401 0.10957 0.09881 -0.0372 0.6046 1.0000
7.000 0.2407 0.11088 0.10008 -0.0362 0.5999 1.0000
7.250 0.2463 0.11170 0.10086 -0.0354 0.5905 1.0000
7.500 0.2720 0.11487 0.10397 -0.0364 0.5855 1.0000
7.750 0.3067 0.12031 0.10932 -0.0383 0.5827 1.0000
8.000 0.2815 0.11773 0.10676 -0.0353 0.5728 1.0000
8.250 0.3039 0.12048 0.10946 -0.0359 0.5668 1.0000
8.500 0.3378 0.12558 0.11451 -0.0376 0.5637 1.0000
8.750 0.3181 0.12421 0.11314 -0.0355 0.5569 1.0000
9.000 0.3329 0.12623 0.11513 -0.0357 0.5497 1.0000
9.250 0.3621 0.13033 0.11919 -0.0369 0.5454 1.0000
9.500 0.3608 0.13161 0.12046 -0.0364 0.5414 1.0000
9.750 0.3640 0.13242 0.12127 -0.0360 0.5334 1.0000
10.000 0.3854 0.13540 0.12423 -0.0366 0.5283 1.0000
10.250 0.4198 0.14122 0.13002 -0.0383 0.5253 1.0000
10.500 0.3977 0.13904 0.12786 -0.0366 0.5181 1.0000
10.750 0.4126 0.14130 0.13011 -0.0370 0.5118 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)