D.G.A. 1182 (dga1182-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: D.G.A. 1182 (dga1182-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.16 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dga1182-il-100000.txt Download as CSV file: xf-dga1182-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: D.G.A. 1182
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.6737 0.11020 0.10592 0.0145 1.0000 0.0753
-9.000 -0.6840 0.10546 0.10125 0.0068 1.0000 0.0760
-8.750 -0.6958 0.10040 0.09619 -0.0005 1.0000 0.0762
-8.500 -0.6659 0.09705 0.09288 0.0116 1.0000 0.0823
-8.250 -0.6681 0.09258 0.08846 0.0079 1.0000 0.0857
-8.000 -0.6759 0.08718 0.08308 0.0009 1.0000 0.0878
-7.750 -0.6899 0.08248 0.07810 -0.0077 1.0000 0.0896
-7.500 -0.6740 0.07723 0.07308 -0.0044 1.0000 0.0945
-7.250 -0.6717 0.07313 0.06884 -0.0075 1.0000 0.1018
-7.000 -0.6673 0.06827 0.06392 -0.0089 1.0000 0.1077
-6.750 -0.6678 0.06748 0.06242 -0.0118 1.0000 0.1183
-6.500 -0.6554 0.06335 0.05824 -0.0118 1.0000 0.1321
-6.250 -0.6384 0.05710 0.05238 -0.0109 1.0000 0.1434
-6.000 -0.6297 0.05409 0.04894 -0.0118 1.0000 0.1608
-5.750 -0.6147 0.04913 0.04407 -0.0113 1.0000 0.1764
-5.000 -0.5427 0.02321 0.01862 -0.0099 1.0000 0.2570
-4.750 -0.5246 0.02054 0.01595 -0.0086 1.0000 0.2728
-4.500 -0.4817 0.03135 0.02376 -0.0088 1.0000 0.0871
-4.250 -0.4520 0.02729 0.01909 -0.0072 1.0000 0.0666
-4.000 -0.4236 0.02518 0.01658 -0.0060 1.0000 0.0612
-3.750 -0.3968 0.02343 0.01455 -0.0050 1.0000 0.0623
-3.500 -0.3701 0.02133 0.01232 -0.0041 1.0000 0.0618
-3.250 -0.3440 0.01955 0.01050 -0.0031 1.0000 0.0615
-3.000 -0.3194 0.01819 0.00918 -0.0019 1.0000 0.0622
-2.750 -0.2971 0.01696 0.00797 -0.0006 1.0000 0.0645
-2.500 -0.2736 0.01613 0.00713 0.0003 1.0000 0.0743
-2.250 -0.2488 0.01535 0.00631 0.0011 1.0000 0.0874
-2.000 -0.2159 0.01436 0.00602 0.0002 0.9828 0.3836
-1.750 -0.1891 0.01343 0.00538 0.0003 0.9640 0.4817
-1.500 -0.1624 0.01282 0.00516 0.0006 0.9444 0.5455
-1.250 -0.1309 0.01267 0.00496 0.0001 0.9127 0.5695
-1.000 -0.0982 0.01257 0.00469 -0.0007 0.8746 0.5723
-0.750 -0.0671 0.01251 0.00448 -0.0011 0.8400 0.5753
-0.500 -0.0384 0.01247 0.00430 -0.0010 0.8081 0.5787
-0.250 -0.0110 0.01247 0.00415 -0.0007 0.7712 0.5819
0.000 0.0152 0.01252 0.00400 0.0000 0.7142 0.5847
0.250 0.0395 0.01270 0.00384 0.0011 0.6328 0.5886
0.500 0.0647 0.01288 0.00374 0.0018 0.5686 0.5951
0.750 0.0908 0.01299 0.00371 0.0022 0.5190 0.6030
1.000 0.1176 0.01302 0.00371 0.0024 0.4846 0.6130
1.500 0.1690 0.01298 0.00377 0.0032 0.4134 0.6582
1.750 0.1904 0.01267 0.00403 0.0055 0.3930 0.8463
2.000 0.2212 0.01283 0.00418 0.0051 0.3723 0.9095
2.250 0.2643 0.01310 0.00443 0.0019 0.3463 0.9674
2.500 0.2994 0.01343 0.00468 0.0002 0.3218 1.0000
2.750 0.3260 0.01362 0.00491 0.0006 0.2916 1.0000
3.000 0.3498 0.01448 0.00514 0.0011 0.2022 1.0000
3.250 0.3692 0.01655 0.00674 0.0020 0.1820 1.0000
3.500 0.3935 0.01888 0.00874 0.0025 0.1669 1.0000
3.750 0.4190 0.02136 0.01116 0.0027 0.1446 1.0000
4.000 0.4444 0.02326 0.01315 0.0030 0.1283 1.0000
4.250 0.4705 0.02417 0.01436 0.0036 0.1180 1.0000
4.500 0.4967 0.02548 0.01590 0.0041 0.1121 1.0000
4.750 0.5230 0.02683 0.01757 0.0047 0.1083 1.0000
5.000 0.5489 0.02854 0.01952 0.0052 0.1064 1.0000
5.250 0.5739 0.03026 0.02146 0.0056 0.1027 1.0000
5.500 0.5989 0.03185 0.02350 0.0063 0.0991 1.0000
5.750 0.6230 0.03435 0.02643 0.0070 0.0992 1.0000
6.000 0.6458 0.03752 0.03005 0.0077 0.1013 1.0000
6.250 0.6673 0.04009 0.03313 0.0084 0.0982 1.0000
6.500 0.6898 0.04641 0.04042 0.0093 0.1353 1.0000
6.750 0.7076 0.05155 0.04574 0.0093 0.1376 1.0000
7.000 0.7184 0.05497 0.04981 0.0090 0.1339 1.0000
7.250 0.7308 0.05954 0.05454 0.0089 0.1295 1.0000
7.500 0.7517 0.06795 0.06255 0.0090 0.1274 1.0000
7.750 0.7400 0.07009 0.06555 0.0061 0.1255 1.0000
8.000 0.7363 0.07521 0.07090 0.0025 0.1206 1.0000
8.250 0.7458 0.07952 0.07521 0.0031 0.1170 1.0000
8.500 0.7566 0.08555 0.08116 0.0038 0.1148 1.0000
8.750 0.7367 0.09084 0.08662 -0.0033 0.1141 1.0000
9.000 0.7187 0.09692 0.09264 -0.0126 0.1125 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to D.G.A. 1182 (dga1182-il)