DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 8.82 at α=13.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-drgnfly-il-200000.txt Download as CSV file: xf-drgnfly-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.0473 0.11325 0.10797 -0.1103 0.6650 0.0542
-11.750 0.0305 0.11078 0.10556 -0.1141 0.6643 0.0560
-11.500 0.0205 0.10695 0.10177 -0.1167 0.6635 0.0566
-11.250 0.0441 0.10401 0.09880 -0.1153 0.6621 0.0575
-11.000 0.0576 0.10174 0.09657 -0.1152 0.6606 0.0585
-10.750 0.0673 0.09956 0.09443 -0.1155 0.6591 0.0600
-10.500 0.0723 0.09716 0.09206 -0.1163 0.6576 0.0617
-10.250 0.0629 0.09433 0.08929 -0.1189 0.6562 0.0655
-10.000 0.0291 0.09040 0.08549 -0.1248 0.6552 0.0666
-9.750 0.0493 0.08688 0.08195 -0.1227 0.6536 0.0678
-9.500 0.0663 0.08514 0.08018 -0.1216 0.6520 0.0690
-9.250 0.0755 0.08311 0.07815 -0.1215 0.6507 0.0707
-9.000 0.0782 0.08069 0.07574 -0.1221 0.6496 0.0726
-8.750 0.0746 0.07780 0.07287 -0.1235 0.6486 0.0749
-8.500 0.0274 0.07156 0.06673 -0.1312 0.6477 0.0778
-8.250 -0.0217 0.06962 0.06468 -0.1292 0.6469 0.0782
-8.000 -0.0536 0.06845 0.06337 -0.1264 0.6455 0.0786
-7.750 -0.0304 0.06290 0.05809 -0.1277 0.6438 0.0803
-7.500 -0.0141 0.06141 0.05670 -0.1269 0.6420 0.0817
-7.250 -0.0093 0.05988 0.05519 -0.1257 0.6402 0.0833
-7.000 -0.0100 0.05804 0.05330 -0.1244 0.6384 0.0857
-6.750 -0.0426 0.05885 0.05342 -0.1194 0.6367 0.0920
-6.500 -0.0168 0.04122 0.03653 -0.1150 0.6335 0.0947
-6.250 -0.0037 0.03941 0.03471 -0.1141 0.6325 0.0970
-6.000 0.0036 0.03771 0.03290 -0.1126 0.6315 0.1015
-5.750 -0.0076 0.03556 0.03048 -0.1094 0.6298 0.1090
-5.500 -0.0072 0.03585 0.03097 -0.1073 0.6260 0.1106
-5.250 -0.0036 0.03558 0.03075 -0.1052 0.6228 0.1135
-5.000 0.0030 0.03924 0.03237 -0.1045 0.6263 0.0693
-4.750 0.0105 0.03779 0.03068 -0.1014 0.6235 0.0619
-4.500 0.0207 0.03628 0.02850 -0.0979 0.6212 0.0570
-4.250 0.0383 0.03557 0.02760 -0.0964 0.6196 0.0569
-4.000 0.0583 0.03443 0.02637 -0.0954 0.6184 0.0581
-3.750 0.0815 0.03366 0.02546 -0.0947 0.6174 0.0587
-3.500 -0.0810 0.04529 0.03763 -0.0735 0.6049 0.0566
-3.250 -0.0782 0.04574 0.03796 -0.0706 0.6032 0.0565
-3.000 -0.0476 0.04380 0.03586 -0.0707 0.6022 0.0577
-2.750 -0.0139 0.04256 0.03446 -0.0709 0.6014 0.0584
-2.500 0.0264 0.04114 0.03292 -0.0719 0.6008 0.0593
-2.250 0.0138 0.04297 0.03471 -0.0675 0.5976 0.0593
-2.000 0.0756 0.04055 0.03219 -0.0706 0.5981 0.0611
-1.750 0.1289 0.03902 0.03058 -0.0733 0.5985 0.0648
-1.500 0.1745 0.03759 0.02908 -0.0750 0.5988 0.0676
3.500 0.3217 0.06685 0.06085 -0.0560 0.5338 1.0000
3.750 0.3342 0.06793 0.06188 -0.0551 0.5298 1.0000
4.000 0.3577 0.06858 0.06244 -0.0549 0.5277 1.0000
4.250 0.4001 0.06796 0.06170 -0.0556 0.5258 1.0000
4.500 0.4404 0.06758 0.06121 -0.0562 0.5248 1.0000
4.750 0.4785 0.06741 0.06096 -0.0568 0.5241 1.0000
5.000 0.4274 0.07203 0.06566 -0.0527 0.5128 1.0000
5.250 0.4615 0.07199 0.06554 -0.0531 0.5114 1.0000
5.500 0.4967 0.07189 0.06538 -0.0534 0.5105 1.0000
5.750 0.5314 0.07189 0.06531 -0.0538 0.5098 1.0000
6.000 0.4848 0.07664 0.07014 -0.0504 0.4985 1.0000
6.250 0.5197 0.07643 0.06987 -0.0508 0.4971 1.0000
6.500 0.5531 0.07644 0.06983 -0.0511 0.4962 1.0000
6.750 0.5868 0.07639 0.06974 -0.0514 0.4955 1.0000
7.000 0.5442 0.08121 0.07463 -0.0485 0.4841 1.0000
7.250 0.5753 0.08127 0.07466 -0.0487 0.4828 1.0000
7.500 0.5960 0.08202 0.07538 -0.0484 0.4795 1.0000
7.750 0.6410 0.08113 0.07445 -0.0492 0.4808 1.0000
8.000 0.6044 0.08580 0.07919 -0.0469 0.4697 1.0000
8.250 0.6350 0.08580 0.07917 -0.0471 0.4684 1.0000
8.500 0.6687 0.08557 0.07892 -0.0474 0.4676 1.0000
8.750 0.7006 0.08548 0.07883 -0.0475 0.4669 1.0000
9.000 0.6636 0.09054 0.08394 -0.0456 0.4552 1.0000
9.250 0.6943 0.09047 0.08388 -0.0457 0.4540 1.0000
9.500 0.7166 0.09106 0.08447 -0.0456 0.4515 1.0000
9.750 0.6972 0.09496 0.08843 -0.0444 0.4420 1.0000
10.000 0.7251 0.09503 0.08850 -0.0445 0.4406 1.0000
10.250 0.7558 0.09476 0.08824 -0.0446 0.4395 1.0000
10.500 0.7862 0.09453 0.08803 -0.0446 0.4387 1.0000
10.750 0.7578 0.09959 0.09314 -0.0435 0.4272 1.0000
11.000 0.7867 0.09938 0.09296 -0.0435 0.4259 1.0000
11.250 0.8164 0.09906 0.09267 -0.0436 0.4250 1.0000
11.500 0.8453 0.09888 0.09251 -0.0436 0.4243 1.0000
11.750 0.8200 0.10380 0.09749 -0.0427 0.4123 1.0000
12.000 0.8482 0.10351 0.09724 -0.0427 0.4112 1.0000
12.250 0.8771 0.10313 0.09691 -0.0427 0.4104 1.0000
12.500 0.8562 0.10789 0.10172 -0.0421 0.3986 1.0000
12.750 0.8829 0.10763 0.10150 -0.0420 0.3973 1.0000
13.000 0.9115 0.10712 0.10105 -0.0420 0.3964 1.0000
13.250 0.9403 0.10657 0.10055 -0.0419 0.3956 1.0000
13.500 0.9200 0.11142 0.10546 -0.0415 0.3833 1.0000
13.750 0.9112 0.11524 0.10934 -0.0413 0.3738 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)