DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.08 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-defcnd1-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-defcnd1-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.1834 0.11220 0.10469 -0.0763 0.8233 0.1049
-12.500 -0.1717 0.10969 0.10205 -0.0777 0.8112 0.1088
-12.250 -0.1917 0.10254 0.09484 -0.0821 0.8053 0.1131
-12.000 -0.1748 0.10126 0.09348 -0.0822 0.7944 0.1166
-11.750 -0.1761 0.09732 0.08944 -0.0842 0.7874 0.1212
-11.500 -0.2069 0.08882 0.08095 -0.0892 0.7831 0.1255
-11.250 -0.1833 0.08902 0.08107 -0.0883 0.7737 0.1293
-11.000 -0.2092 0.08151 0.07353 -0.0925 0.7695 0.1341
-10.750 -0.3583 0.05973 0.05162 -0.1064 0.7703 0.1358
-10.500 -0.4166 0.05402 0.04559 -0.1058 0.7648 0.1365
-10.250 -0.3835 0.05425 0.04595 -0.1055 0.7567 0.1416
-10.000 -0.4015 0.05202 0.04354 -0.1031 0.7505 0.1444
-9.750 -0.4242 0.04942 0.04060 -0.1003 0.7454 0.1475
-9.500 -0.4402 0.04719 0.03808 -0.0975 0.7389 0.1509
-9.250 -0.4163 0.04680 0.03778 -0.0969 0.7324 0.1557
-9.000 -0.4130 0.04540 0.03613 -0.0950 0.7273 0.1604
-8.750 -0.4174 0.04367 0.03401 -0.0924 0.7219 0.1649
-8.500 -0.3954 0.04324 0.03370 -0.0917 0.7155 0.1695
-8.250 -0.3828 0.04228 0.03257 -0.0903 0.7102 0.1747
-8.000 -0.3758 0.04091 0.03076 -0.0884 0.7059 0.1801
-7.750 -0.3547 0.04051 0.03050 -0.0877 0.6999 0.1846
-7.500 -0.3392 0.03988 0.02976 -0.0865 0.6943 0.1899
-7.250 -0.3267 0.03894 0.02846 -0.0849 0.6895 0.1957
-7.000 -0.3027 0.03837 0.02792 -0.0843 0.6855 0.2008
-6.750 -0.2877 0.03802 0.02753 -0.0829 0.6796 0.2062
-6.500 -0.2732 0.03747 0.02674 -0.0815 0.6742 0.2122
-6.250 -0.2518 0.03705 0.02635 -0.0806 0.6696 0.2176
-6.000 -0.2301 0.03657 0.02576 -0.0797 0.6659 0.2244
-5.750 -0.2144 0.03627 0.02528 -0.0783 0.6608 0.2309
-5.500 -0.1979 0.03620 0.02533 -0.0769 0.6550 0.2367
-5.250 -0.1788 0.03594 0.02497 -0.0757 0.6504 0.2447
-5.000 -0.1565 0.03559 0.02457 -0.0749 0.6466 0.2529
-4.750 -0.1339 0.03531 0.02421 -0.0740 0.6433 0.2631
-4.500 -0.1253 0.03566 0.02466 -0.0718 0.6367 0.2713
-4.250 -0.1089 0.03567 0.02466 -0.0703 0.6316 0.2833
-4.000 -0.0885 0.03555 0.02459 -0.0692 0.6276 0.2968
-3.750 -0.0652 0.03536 0.02440 -0.0683 0.6245 0.3146
-3.500 -0.0568 0.03589 0.02500 -0.0659 0.6189 0.3304
-3.250 -0.0482 0.03641 0.02559 -0.0636 0.6129 0.3483
-3.000 -0.0302 0.03657 0.02576 -0.0621 0.6086 0.3706
-2.750 -0.0080 0.03660 0.02577 -0.0609 0.6054 0.3960
-2.500 0.0174 0.03657 0.02565 -0.0601 0.6029 0.4224
-2.250 0.0029 0.03824 0.02745 -0.0557 0.5939 0.4329
-2.000 0.0182 0.03864 0.02782 -0.0540 0.5892 0.4539
-1.750 0.0419 0.03871 0.02783 -0.0531 0.5860 0.4770
-1.500 0.0687 0.03865 0.02771 -0.0524 0.5836 0.4998
-1.250 0.0438 0.04086 0.02999 -0.0473 0.5738 0.5080
-1.000 0.0579 0.04136 0.03049 -0.0456 0.5692 0.5266
-0.750 0.0824 0.04141 0.03053 -0.0447 0.5662 0.5493
-0.500 0.1113 0.04126 0.03036 -0.0441 0.5640 0.5768
-0.250 0.0694 0.04425 0.03348 -0.0379 0.5526 0.5803
0.000 0.0860 0.04464 0.03397 -0.0363 0.5487 0.6070
0.250 0.1118 0.04458 0.03399 -0.0352 0.5461 0.6408
0.500 0.1432 0.04433 0.03385 -0.0345 0.5443 0.6761
1.000 0.1246 0.04826 0.03808 -0.0289 0.5287 0.7251
1.250 0.1608 0.04825 0.03819 -0.0295 0.5264 0.7720
1.750 0.2248 0.05235 0.04260 -0.0377 0.5125 0.9075
2.000 0.3015 0.05323 0.04332 -0.0468 0.5095 1.0000
2.250 0.3237 0.05327 0.04310 -0.0460 0.5073 1.0000
2.500 0.2821 0.05680 0.04657 -0.0415 0.4966 1.0000
2.750 0.2967 0.05759 0.04718 -0.0405 0.4928 1.0000
3.000 0.3193 0.05802 0.04742 -0.0398 0.4901 1.0000
3.500 0.3110 0.06210 0.05131 -0.0363 0.4770 1.0000
3.750 0.3309 0.06282 0.05189 -0.0357 0.4737 1.0000
4.000 0.3561 0.06326 0.05218 -0.0352 0.4714 1.0000
4.500 0.3493 0.06778 0.05658 -0.0326 0.4580 1.0000
4.750 0.3719 0.06843 0.05711 -0.0321 0.4551 1.0000
5.000 0.3982 0.06889 0.05745 -0.0318 0.4530 1.0000
5.250 0.3728 0.07287 0.06145 -0.0303 0.4432 1.0000
5.500 0.3906 0.07388 0.06237 -0.0298 0.4394 1.0000
5.750 0.4148 0.07449 0.06288 -0.0294 0.4368 1.0000
6.000 0.4042 0.07770 0.06609 -0.0286 0.4297 1.0000
6.250 0.4124 0.07950 0.06785 -0.0281 0.4246 1.0000
6.500 0.4325 0.08044 0.06871 -0.0277 0.4213 1.0000
6.750 0.4580 0.08099 0.06918 -0.0274 0.4190 1.0000
7.000 0.4393 0.08502 0.07324 -0.0268 0.4107 1.0000
7.250 0.4523 0.08658 0.07477 -0.0265 0.4065 1.0000
7.500 0.4741 0.08744 0.07557 -0.0262 0.4036 1.0000
8.000 0.4761 0.09266 0.08078 -0.0257 0.3924 1.0000
8.250 0.4915 0.09412 0.08221 -0.0255 0.3888 1.0000
8.500 0.5139 0.09499 0.08303 -0.0252 0.3862 1.0000
8.750 0.5066 0.09838 0.08645 -0.0251 0.3796 1.0000
9.000 0.5126 0.10067 0.08875 -0.0250 0.3747 1.0000
9.250 0.5293 0.10210 0.09015 -0.0249 0.3715 1.0000
9.500 0.5522 0.10298 0.09100 -0.0247 0.3692 1.0000
9.750 0.5381 0.10705 0.09512 -0.0249 0.3619 1.0000
10.000 0.5473 0.10914 0.09722 -0.0249 0.3577 1.0000
10.250 0.5646 0.11059 0.09865 -0.0249 0.3547 1.0000
10.500 0.5872 0.11157 0.09962 -0.0247 0.3526 1.0000
10.750 0.5697 0.11603 0.10415 -0.0253 0.3451 1.0000
11.000 0.5804 0.11804 0.10617 -0.0254 0.3410 1.0000
11.250 0.5983 0.11946 0.10759 -0.0254 0.3383 1.0000
11.500 0.6208 0.12050 0.10862 -0.0252 0.3362 1.0000
11.750 0.6008 0.12528 0.11347 -0.0262 0.3289 1.0000
12.000 0.6117 0.12729 0.11551 -0.0264 0.3249 1.0000
12.250 0.6296 0.12877 0.11700 -0.0264 0.3222 1.0000
12.500 0.6514 0.12993 0.11816 -0.0264 0.3203 1.0000
12.750 0.6319 0.13471 0.12301 -0.0277 0.3133 1.0000
13.000 0.6418 0.13684 0.12518 -0.0280 0.3094 1.0000
13.250 0.6589 0.13839 0.12676 -0.0282 0.3066 1.0000
13.500 0.6800 0.13968 0.12807 -0.0282 0.3047 1.0000
13.750 0.6636 0.14424 0.13268 -0.0297 0.2985 1.0000
14.000 0.6717 0.14653 0.13502 -0.0302 0.2944 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)