DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 8.44 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-drgnfly-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-drgnfly-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DRAGONFLY CANARD
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 0.0172 0.12572 0.11887 -0.1014 0.6585 0.0628
-12.500 0.0077 0.12387 0.11708 -0.1042 0.6573 0.0660
-12.250 -0.0047 0.12175 0.11502 -0.1074 0.6563 0.0666
-12.000 0.0135 0.11751 0.11076 -0.1070 0.6546 0.0676
-11.750 0.0293 0.11456 0.10779 -0.1069 0.6531 0.0687
-11.500 0.0388 0.11184 0.10506 -0.1074 0.6517 0.0700
-11.250 0.0450 0.10917 0.10238 -0.1083 0.6504 0.0711
-11.000 0.0498 0.10647 0.09967 -0.1093 0.6492 0.0721
-10.750 0.0535 0.10373 0.09691 -0.1104 0.6480 0.0730
-10.250 0.0264 0.09134 0.08455 -0.1170 0.6463 0.0473
-10.000 0.0296 0.08843 0.08170 -0.1178 0.6446 0.0470
-9.750 0.0256 0.08466 0.07801 -0.1196 0.6429 0.0471
-9.500 0.0250 0.08139 0.07479 -0.1207 0.6413 0.0468
-9.250 0.0225 0.07790 0.07136 -0.1221 0.6398 0.0465
-9.000 0.0193 0.07438 0.06788 -0.1236 0.6383 0.0459
-8.750 0.0091 0.06974 0.06328 -0.1265 0.6370 0.0451
-8.500 -0.0135 0.06462 0.05815 -0.1291 0.6357 0.0442
-8.250 -0.0396 0.06127 0.05473 -0.1278 0.6345 0.0435
-8.000 -0.0621 0.05793 0.05123 -0.1257 0.6333 0.0429
-7.750 -0.0803 0.05437 0.04742 -0.1234 0.6322 0.0422
-7.500 -0.0905 0.05114 0.04386 -0.1209 0.6312 0.0418
-7.250 -0.0957 0.04849 0.04091 -0.1182 0.6294 0.0415
-7.000 -0.0959 0.04649 0.03868 -0.1156 0.6269 0.0415
-6.750 -0.0918 0.04469 0.03663 -0.1132 0.6247 0.0416
-6.500 -0.0835 0.04322 0.03493 -0.1112 0.6227 0.0420
-6.250 -0.0722 0.04206 0.03357 -0.1094 0.6210 0.0429
-6.000 -0.0599 0.04080 0.03204 -0.1076 0.6195 0.0439
-5.750 -0.0461 0.03947 0.03039 -0.1058 0.6181 0.0447
-5.500 -0.0302 0.03814 0.02872 -0.1042 0.6169 0.0454
-5.250 -0.0118 0.03690 0.02716 -0.1028 0.6159 0.0458
-5.000 0.0090 0.03576 0.02571 -0.1018 0.6149 0.0463
-4.750 0.0147 0.03587 0.02575 -0.0990 0.6111 0.0467
-4.500 0.0266 0.03566 0.02540 -0.0969 0.6081 0.0473
-4.250 0.0420 0.03525 0.02496 -0.0954 0.6059 0.0485
-4.000 0.0596 0.03498 0.02467 -0.0942 0.6042 0.0501
-3.750 0.0790 0.03465 0.02424 -0.0931 0.6027 0.0517
-3.500 0.0999 0.03424 0.02373 -0.0921 0.6015 0.0531
-3.250 0.1218 0.03381 0.02320 -0.0912 0.6004 0.0544
-3.000 0.1446 0.03340 0.02268 -0.0904 0.5995 0.0557
-2.750 0.1008 0.03653 0.02602 -0.0818 0.5907 0.0553
-2.500 0.1097 0.03685 0.02628 -0.0794 0.5884 0.0564
-2.250 0.1241 0.03680 0.02626 -0.0776 0.5868 0.0585
-2.000 0.1427 0.03672 0.02615 -0.0763 0.5856 0.0614
-1.750 0.0643 0.04170 0.03120 -0.0648 0.5743 0.0580
-1.500 0.0769 0.04208 0.03158 -0.0632 0.5723 0.0608
-1.250 0.0950 0.04220 0.03163 -0.0619 0.5709 0.0644
-1.000 0.1156 0.04214 0.03148 -0.0609 0.5699 0.0679
-0.750 0.1390 0.04196 0.03125 -0.0601 0.5690 0.0726
0.250 0.1538 0.04618 0.03563 -0.0512 0.5549 0.1276
0.750 0.1556 0.04820 0.03908 -0.0481 0.5463 0.4730
1.250 0.3016 0.04984 0.04187 -0.0683 0.5432 1.0000
1.500 0.3215 0.05027 0.04212 -0.0675 0.5415 1.0000
1.750 0.3440 0.05059 0.04226 -0.0668 0.5402 1.0000
2.000 0.3670 0.05093 0.04244 -0.0663 0.5392 1.0000
2.500 0.3541 0.05515 0.04656 -0.0613 0.5285 1.0000
2.750 0.3751 0.05563 0.04691 -0.0607 0.5268 1.0000
3.000 0.3977 0.05608 0.04722 -0.0603 0.5255 1.0000
3.250 0.4212 0.05650 0.04752 -0.0599 0.5245 1.0000
3.750 0.4162 0.06056 0.05153 -0.0561 0.5137 1.0000
4.000 0.4376 0.06113 0.05199 -0.0557 0.5120 1.0000
4.250 0.4605 0.06162 0.05239 -0.0554 0.5108 1.0000
4.500 0.4845 0.06204 0.05273 -0.0552 0.5099 1.0000
4.750 0.4637 0.06541 0.05613 -0.0526 0.5008 1.0000
5.000 0.4835 0.06609 0.05675 -0.0522 0.4986 1.0000
5.250 0.5052 0.06669 0.05728 -0.0519 0.4972 1.0000
5.500 0.5287 0.06718 0.05770 -0.0517 0.4961 1.0000
6.000 0.5322 0.07115 0.06166 -0.0493 0.4852 1.0000
6.250 0.5530 0.07181 0.06228 -0.0490 0.4835 1.0000
6.500 0.5757 0.07235 0.06278 -0.0488 0.4822 1.0000
6.750 0.5996 0.07279 0.06318 -0.0487 0.4811 1.0000
7.000 0.5822 0.07628 0.06672 -0.0468 0.4716 1.0000
7.250 0.6019 0.07704 0.06746 -0.0466 0.4696 1.0000
7.500 0.6241 0.07761 0.06800 -0.0464 0.4682 1.0000
7.750 0.6482 0.07799 0.06837 -0.0463 0.4671 1.0000
8.000 0.6322 0.08154 0.07197 -0.0447 0.4577 1.0000
8.250 0.6513 0.08234 0.07277 -0.0445 0.4556 1.0000
8.500 0.6732 0.08292 0.07335 -0.0444 0.4540 1.0000
8.750 0.6971 0.08328 0.07371 -0.0443 0.4528 1.0000
9.000 0.6819 0.08696 0.07745 -0.0430 0.4434 1.0000
9.250 0.7011 0.08775 0.07825 -0.0428 0.4412 1.0000
9.500 0.7232 0.08826 0.07878 -0.0427 0.4397 1.0000
9.750 0.7471 0.08856 0.07910 -0.0426 0.4385 1.0000
10.000 0.7315 0.09249 0.08309 -0.0416 0.4287 1.0000
10.250 0.7512 0.09321 0.08384 -0.0414 0.4266 1.0000
10.500 0.7740 0.09355 0.08421 -0.0413 0.4251 1.0000
11.000 0.7814 0.09802 0.08880 -0.0405 0.4136 1.0000
11.250 0.8024 0.09851 0.08932 -0.0403 0.4117 1.0000
11.500 0.8259 0.09874 0.08960 -0.0403 0.4103 1.0000
12.000 0.8323 0.10337 0.09436 -0.0396 0.3982 1.0000
12.250 0.8550 0.10360 0.09465 -0.0395 0.3966 1.0000
12.750 0.8629 0.10822 0.09942 -0.0390 0.3845 1.0000
13.000 0.8853 0.10838 0.09966 -0.0389 0.3826 1.0000
13.250 0.9087 0.10842 0.09976 -0.0388 0.3812 1.0000
13.500 0.8948 0.11286 0.10429 -0.0387 0.3706 1.0000
13.750 0.9164 0.11305 0.10456 -0.0386 0.3685 1.0000
14.000 0.9397 0.11298 0.10457 -0.0384 0.3669 1.0000
15.500 0.9795 0.12489 0.11705 -0.0385 0.3296 1.0000
16.000 1.0225 0.12458 0.11695 -0.0382 0.3239 1.0000
16.500 1.0375 0.12821 0.12081 -0.0385 0.3105 1.0000
16.750 1.0631 0.12728 0.12002 -0.0382 0.3087 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)