DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.92 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-drgnfly-il-50000.txt Download as CSV file: xf-drgnfly-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.5010 0.15525 0.15100 -0.0111 1.0000 0.2234
-7.000 -0.4929 0.15280 0.14853 -0.0092 1.0000 0.2323
-6.750 -0.5302 0.15195 0.14778 -0.0086 1.0000 0.2370
-6.500 -0.5084 0.14815 0.14395 -0.0067 1.0000 0.2452
-6.250 -0.5351 0.14670 0.14255 -0.0053 1.0000 0.2528
-6.000 -0.5347 0.14360 0.13948 -0.0037 1.0000 0.2593
-5.750 -0.5512 0.14188 0.13779 -0.0028 0.9978 0.2696
-5.500 -0.5322 0.13889 0.13478 -0.0039 0.9926 0.2820
-5.250 -0.5450 0.13639 0.13231 -0.0043 0.9845 0.2927
-5.000 -0.5815 0.13460 0.13054 -0.0050 0.9756 0.3055
-4.750 -0.5753 0.13208 0.12802 -0.0059 0.9689 0.3231
-4.500 -0.5762 0.12921 0.12515 -0.0044 0.9598 0.3400
-4.250 -0.5402 0.12694 0.12286 -0.0025 0.9547 0.3610
-4.000 -0.5345 0.12459 0.12049 0.0004 0.9456 0.3834
-3.750 -0.5211 0.12313 0.11902 0.0020 0.9393 0.4171
-3.500 -0.5215 0.12087 0.11679 0.0063 0.9301 0.4473
-3.250 -0.5284 0.12017 0.11609 0.0098 0.9234 0.4922
-3.000 -0.4859 0.11810 0.11401 0.0134 0.9168 0.5341
-2.750 -0.3527 0.12095 0.11698 0.0017 0.8663 0.5590
-2.250 -0.4297 0.08555 0.07835 -0.0448 0.8908 0.1864
-2.000 -0.4142 0.08202 0.07433 -0.0438 0.8827 0.1686
-1.750 -0.3830 0.08013 0.07146 -0.0446 0.8760 0.1540
-1.500 -0.3619 0.07896 0.07005 -0.0444 0.8713 0.1525
-1.250 -0.3440 0.07736 0.06813 -0.0434 0.8618 0.1514
-1.000 -0.3122 0.07738 0.06771 -0.0444 0.8576 0.1500
-0.750 -0.3022 0.07581 0.06588 -0.0422 0.8493 0.1485
-0.500 -0.2733 0.07574 0.06541 -0.0426 0.8432 0.1478
-0.250 -0.2463 0.07630 0.06561 -0.0428 0.8391 0.1487
0.000 -0.2318 0.07540 0.06443 -0.0412 0.8292 0.1519
0.250 -0.1977 0.07648 0.06529 -0.0427 0.8251 0.1569
0.500 -0.1868 0.07578 0.06455 -0.0410 0.8180 0.1605
0.750 -0.1588 0.07639 0.06501 -0.0415 0.8115 0.1668
1.000 -0.1183 0.07846 0.06699 -0.0442 0.8081 0.1806
1.250 -0.1115 0.07747 0.06598 -0.0421 0.7996 0.1916
1.500 -0.0795 0.07849 0.06711 -0.0435 0.7942 0.2247
1.750 0.0070 0.07980 0.07086 -0.0556 0.7922 1.0000
2.000 0.0093 0.07956 0.07037 -0.0530 0.7843 1.0000
2.250 0.0341 0.08143 0.07186 -0.0535 0.7780 1.0000
2.500 0.0605 0.08416 0.07425 -0.0545 0.7745 1.0000
2.750 0.0625 0.08362 0.07355 -0.0519 0.7650 1.0000
3.000 0.0903 0.08612 0.07577 -0.0531 0.7606 1.0000
3.250 0.0967 0.08673 0.07622 -0.0514 0.7551 1.0000
3.500 0.1138 0.08796 0.07726 -0.0511 0.7478 1.0000
3.750 0.1442 0.09102 0.08008 -0.0526 0.7439 1.0000
4.000 0.1432 0.09078 0.07975 -0.0501 0.7372 1.0000
4.250 0.1632 0.09248 0.08129 -0.0502 0.7311 1.0000
4.500 0.1930 0.09572 0.08433 -0.0518 0.7278 1.0000
4.750 0.1897 0.09526 0.08381 -0.0491 0.7207 1.0000
5.000 0.2104 0.09714 0.08555 -0.0494 0.7149 1.0000
5.250 0.2399 0.10050 0.08877 -0.0510 0.7118 1.0000
5.500 0.2353 0.10004 0.08827 -0.0484 0.7056 1.0000
5.750 0.2536 0.10177 0.08989 -0.0485 0.6996 1.0000
6.000 0.2823 0.10508 0.09308 -0.0499 0.6961 1.0000
6.250 0.2802 0.10510 0.09307 -0.0478 0.6907 1.0000
6.500 0.2950 0.10657 0.09448 -0.0476 0.6846 1.0000
6.750 0.3206 0.10948 0.09730 -0.0487 0.6808 1.0000
7.000 0.3296 0.11109 0.09886 -0.0481 0.6773 1.0000
7.250 0.3352 0.11158 0.09933 -0.0469 0.6700 1.0000
7.500 0.3572 0.11409 0.10179 -0.0476 0.6657 1.0000
7.750 0.3879 0.11844 0.10608 -0.0495 0.6632 1.0000
8.000 0.3750 0.11693 0.10459 -0.0465 0.6562 1.0000
8.250 0.3930 0.11900 0.10664 -0.0469 0.6510 1.0000
8.500 0.4191 0.12252 0.11012 -0.0481 0.6479 1.0000
8.750 0.4181 0.12305 0.11066 -0.0468 0.6436 1.0000
9.000 0.4281 0.12424 0.11186 -0.0464 0.6369 1.0000
9.250 0.4504 0.12712 0.11473 -0.0473 0.6329 1.0000
9.750 0.4642 0.12992 0.11756 -0.0464 0.6236 1.0000
10.000 0.4820 0.13224 0.11989 -0.0469 0.6184 1.0000
10.250 0.5085 0.13630 0.12397 -0.0483 0.6155 1.0000
10.500 0.5026 0.13621 0.12392 -0.0470 0.6108 1.0000
10.750 0.5142 0.13780 0.12554 -0.0470 0.6045 1.0000
11.000 0.5374 0.14122 0.12900 -0.0481 0.6006 1.0000
11.250 0.5472 0.14363 0.13145 -0.0483 0.5978 1.0000
11.500 0.5473 0.14375 0.13162 -0.0475 0.5907 1.0000
11.750 0.5672 0.14667 0.13459 -0.0484 0.5860 1.0000
12.000 0.5928 0.15159 0.13956 -0.0499 0.5834 1.0000
12.250 0.5805 0.14996 0.13798 -0.0484 0.5767 1.0000
12.500 0.5981 0.15261 0.14071 -0.0491 0.5713 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)