D.G.A. 1182 (dga1182-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: D.G.A. 1182 (dga1182-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.65 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-dga1182-il-50000.txt Download as CSV file: xf-dga1182-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.6862 0.13502 0.12883 0.0300 1.0000 0.1868
-10.000 -0.6714 0.12975 0.12357 0.0311 1.0000 0.1952
-9.750 -0.6916 0.12800 0.12194 0.0268 1.0000 0.2006
-9.500 -0.6771 0.12292 0.11686 0.0282 1.0000 0.2124
-9.250 -0.6685 0.11854 0.11251 0.0287 1.0000 0.2239
-9.000 -0.6651 0.11470 0.10872 0.0287 1.0000 0.2374
-8.750 -0.6694 0.11157 0.10567 0.0281 1.0000 0.2537
-8.500 -0.6560 0.10792 0.10204 0.0305 1.0000 0.2790
-8.250 -0.6401 0.10504 0.09914 0.0337 1.0000 0.3139
-8.000 -0.6415 0.10321 0.09737 0.0352 1.0000 0.3446
-7.750 -0.6348 0.10030 0.09451 0.0371 1.0000 0.3727
-7.500 -0.6267 0.09690 0.09116 0.0390 1.0000 0.3997
-7.250 -0.6212 0.09356 0.08787 0.0407 1.0000 0.4267
-7.000 -0.6190 0.09050 0.08488 0.0428 1.0000 0.4552
-6.500 -0.5928 0.08268 0.07712 0.0467 1.0000 0.5128
-5.500 -0.6154 0.05423 0.04839 0.0017 1.0000 0.3048
-5.250 -0.5723 0.04418 0.03635 -0.0117 1.0000 0.1700
-5.000 -0.5423 0.04080 0.03224 -0.0114 1.0000 0.1393
-4.750 -0.5139 0.03771 0.02843 -0.0107 1.0000 0.1215
-4.500 -0.4860 0.03486 0.02514 -0.0098 1.0000 0.1126
-4.250 -0.4566 0.03243 0.02201 -0.0085 1.0000 0.1049
-4.000 -0.4283 0.02994 0.01931 -0.0076 1.0000 0.1030
-3.750 -0.3997 0.02777 0.01695 -0.0067 1.0000 0.1036
-3.500 -0.3731 0.02576 0.01502 -0.0059 1.0000 0.1110
-3.250 -0.3454 0.02416 0.01335 -0.0046 1.0000 0.1166
-3.000 -0.3196 0.02267 0.01192 -0.0034 1.0000 0.1244
-2.750 -0.2937 0.02145 0.01069 -0.0025 1.0000 0.1406
-2.500 -0.2682 0.01988 0.00920 -0.0017 1.0000 0.1940
-2.250 -0.2593 0.01714 0.00805 0.0028 1.0000 0.5549
-2.000 -0.2533 0.01607 0.00800 0.0097 1.0000 0.7079
-1.750 -0.2429 0.01615 0.00853 0.0169 1.0000 0.8229
-1.500 -0.2160 0.01595 0.00817 0.0175 1.0000 0.8574
-1.250 -0.1826 0.01570 0.00773 0.0163 1.0000 0.8865
-1.000 -0.1389 0.01548 0.00731 0.0130 1.0000 0.9195
-0.750 -0.0828 0.01530 0.00694 0.0068 1.0000 0.9592
-0.500 -0.0261 0.01508 0.00653 -0.0002 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0109 0.01492 0.00623 0.0010 1.0000 1.0000
0.000 0.0067 0.01487 0.00605 0.0022 1.0000 1.0000
0.250 0.0254 0.01487 0.00597 0.0034 1.0000 1.0000
0.500 0.0446 0.01492 0.00596 0.0045 1.0000 1.0000
0.750 0.0641 0.01499 0.00601 0.0055 1.0000 1.0000
1.000 0.0838 0.01510 0.00611 0.0065 1.0000 1.0000
1.250 0.1034 0.01525 0.00629 0.0074 1.0000 1.0000
1.500 0.1231 0.01545 0.00652 0.0083 1.0000 1.0000
1.750 0.1721 0.01566 0.00685 0.0034 0.9783 1.0000
2.000 0.2291 0.01578 0.00714 -0.0025 0.9428 1.0000
2.250 0.2781 0.01576 0.00730 -0.0059 0.8844 1.0000
2.500 0.3160 0.01578 0.00740 -0.0068 0.8264 1.0000
2.750 0.3453 0.01589 0.00750 -0.0056 0.7556 1.0000
3.000 0.3671 0.01621 0.00744 -0.0024 0.6318 1.0000
3.250 0.3850 0.01707 0.00764 0.0010 0.4743 1.0000
3.500 0.4023 0.01869 0.00819 0.0031 0.3433 1.0000
3.750 0.4259 0.01983 0.00908 0.0041 0.2654 1.0000
4.000 0.4502 0.02066 0.00953 0.0049 0.2245 1.0000
4.250 0.4761 0.02227 0.01079 0.0056 0.2072 1.0000
4.500 0.5046 0.02494 0.01311 0.0061 0.1901 1.0000
4.750 0.5337 0.02803 0.01611 0.0064 0.1809 1.0000
5.000 0.5618 0.02978 0.01835 0.0070 0.1789 1.0000
5.250 0.5898 0.03191 0.02089 0.0076 0.1795 1.0000
5.500 0.6184 0.03347 0.02319 0.0084 0.1844 1.0000
5.750 0.6455 0.03610 0.02652 0.0089 0.1901 1.0000
6.000 0.6699 0.03949 0.03044 0.0092 0.1918 1.0000
6.250 0.6937 0.04592 0.03834 0.0070 0.2241 1.0000
6.500 0.7061 0.05510 0.04844 0.0009 0.2585 1.0000
6.750 0.7185 0.06253 0.05616 -0.0035 0.2798 1.0000
7.250 0.6265 0.08605 0.07965 -0.0487 0.5190 1.0000
7.500 0.6403 0.08891 0.08254 -0.0454 0.4737 1.0000
7.750 0.6501 0.09212 0.08575 -0.0435 0.4431 1.0000
8.000 0.6602 0.09546 0.08910 -0.0417 0.4139 1.0000
8.250 0.6688 0.09894 0.09258 -0.0401 0.3876 1.0000
8.500 0.6795 0.10267 0.09631 -0.0383 0.3612 1.0000
8.750 0.6995 0.10637 0.10007 -0.0344 0.3212 1.0000
9.000 0.7076 0.10975 0.10349 -0.0324 0.2939 1.0000
9.250 0.6957 0.11194 0.10559 -0.0331 0.2734 1.0000
9.500 0.7096 0.11456 0.10824 -0.0298 0.2381 1.0000
10.000 0.7369 0.12129 0.11501 -0.0232 0.1808 1.0000
10.250 0.7187 0.12477 0.11837 -0.0279 0.1774 1.0000
10.500 0.7280 0.12970 0.12330 -0.0272 0.1683 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to D.G.A. 1182 (dga1182-il)