DU 06-W-200 VAWT airfoil (du06-w-200-dt) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: DU 06-W-200 VAWT airfoil (du06-w-200-dt) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.05 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-du06-w-200-dt-50000.txt Download as CSV file: xf-du06-w-200-dt-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: DU 06-W-200 VAWT airfoil
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.4452 0.13315 0.12505 0.0216 1.0000 0.4368
-11.250 -0.4139 0.12879 0.12063 0.0206 1.0000 0.4487
-11.000 -0.4854 0.11676 0.10857 0.0121 1.0000 0.3663
-10.750 -0.4805 0.11194 0.10371 0.0104 1.0000 0.3638
-10.500 -0.4849 0.10695 0.09870 0.0085 1.0000 0.3632
-10.250 -0.4932 0.10166 0.09339 0.0066 1.0000 0.3637
-10.000 -0.5142 0.09539 0.08713 0.0042 1.0000 0.3663
-9.750 -0.4836 0.09463 0.08632 0.0050 1.0000 0.3775
-9.500 -0.5032 0.08871 0.08041 0.0029 1.0000 0.3823
-9.250 -0.4817 0.08709 0.07875 0.0031 1.0000 0.3920
-9.000 -0.5055 0.08116 0.07284 0.0014 1.0000 0.4003
-8.750 -0.4709 0.08096 0.07261 0.0021 1.0000 0.4110
-8.500 -0.4917 0.07555 0.06723 0.0007 1.0000 0.4210
-8.250 -0.4683 0.07455 0.06621 0.0010 1.0000 0.4327
-8.000 -0.4448 0.07337 0.06502 0.0010 1.0000 0.4438
-7.750 -0.4495 0.06994 0.06161 0.0005 1.0000 0.4560
-7.500 -0.4496 0.06717 0.05888 0.0002 1.0000 0.4692
-7.250 -0.4058 0.06775 0.05943 0.0002 1.0000 0.4807
-7.000 -0.3905 0.06633 0.05805 -0.0001 1.0000 0.4935
-6.750 -0.3969 0.06419 0.05599 0.0003 1.0000 0.5064
-6.500 -0.3947 0.06428 0.05616 0.0027 1.0000 0.5164
-6.250 -0.4847 0.06263 0.05472 0.0123 1.0000 0.5221
-6.000 -0.4696 0.06398 0.05609 0.0148 1.0000 0.5311
-5.750 -0.4327 0.06368 0.05571 0.0115 0.9917 0.5465
-5.500 -0.3703 0.06288 0.05475 0.0042 0.9780 0.5661
-5.250 -0.3256 0.06148 0.05322 -0.0021 0.9640 0.5860
-5.000 -0.2416 0.06109 0.05269 -0.0104 0.9520 0.6049
-4.750 -0.1728 0.06017 0.05164 -0.0175 0.9392 0.6234
-4.500 -0.1172 0.05919 0.05056 -0.0228 0.9257 0.6420
-4.250 -0.0722 0.05821 0.04949 -0.0266 0.9118 0.6601
-4.000 -0.0335 0.05735 0.04855 -0.0290 0.8983 0.6784
-3.750 -0.0065 0.05674 0.04787 -0.0298 0.8835 0.6948
-3.500 0.0194 0.05621 0.04730 -0.0302 0.8699 0.7122
-3.250 0.0453 0.05563 0.04665 -0.0306 0.8577 0.7295
-3.000 0.0713 0.05503 0.04599 -0.0307 0.8463 0.7482
-2.750 0.0939 0.05461 0.04555 -0.0310 0.8342 0.7659
-2.500 0.1175 0.05408 0.04497 -0.0311 0.8238 0.7839
-2.250 0.1404 0.05356 0.04442 -0.0312 0.8131 0.8018
-2.000 0.1641 0.05313 0.04397 -0.0319 0.8026 0.8186
-1.750 0.2013 0.05207 0.04288 -0.0333 0.7931 0.8414
-1.500 0.2156 0.05202 0.04282 -0.0336 0.7824 0.8512
-1.250 0.2439 0.05124 0.04199 -0.0343 0.7738 0.8670
-1.000 0.2702 0.05085 0.04162 -0.0362 0.7625 0.8797
-0.750 0.2906 0.05052 0.04126 -0.0365 0.7538 0.8905
-0.500 0.3082 0.05045 0.04120 -0.0369 0.7438 0.8981
-0.250 0.3310 0.05028 0.04103 -0.0381 0.7342 0.9080
0.000 0.3471 0.05026 0.04100 -0.0378 0.7250 0.9150
0.250 0.3664 0.05044 0.04121 -0.0388 0.7146 0.9227
0.500 0.3889 0.05017 0.04091 -0.0390 0.7060 0.9306
0.750 0.3984 0.05100 0.04179 -0.0391 0.6951 0.9361
1.000 0.4339 0.05017 0.04092 -0.0403 0.6868 0.9455
1.250 0.4318 0.05178 0.04261 -0.0395 0.6755 0.9493
1.500 0.4664 0.05159 0.04243 -0.0420 0.6650 0.9577
1.750 0.4800 0.05217 0.04304 -0.0416 0.6550 0.9634
2.000 0.4971 0.05317 0.04410 -0.0429 0.6436 0.9692
2.250 0.5354 0.05229 0.04320 -0.0441 0.6348 0.9771
2.500 0.5372 0.05446 0.04547 -0.0445 0.6222 0.9813
2.750 0.5606 0.05522 0.04627 -0.0460 0.6112 0.9874
3.000 0.5968 0.05492 0.04600 -0.0477 0.6010 0.9940
3.250 0.5940 0.05769 0.04887 -0.0479 0.5887 0.9978
3.500 0.6279 0.05684 0.04799 -0.0476 0.5806 1.0000
3.750 0.5969 0.06081 0.05205 -0.0448 0.5691 1.0000
4.000 0.5910 0.06265 0.05390 -0.0422 0.5605 1.0000
4.250 0.5648 0.06557 0.05684 -0.0386 0.5515 1.0000
4.500 0.5546 0.06742 0.05871 -0.0355 0.5435 1.0000
4.750 0.4863 0.07139 0.06266 -0.0280 0.5386 1.0000
5.000 0.5390 0.07053 0.06181 -0.0292 0.5285 1.0000
5.250 0.4620 0.07487 0.06613 -0.0218 0.5253 1.0000
5.500 0.4277 0.07748 0.06875 -0.0178 0.5212 1.0000
5.750 0.4628 0.07743 0.06870 -0.0173 0.5110 1.0000
6.000 0.4199 0.08052 0.07179 -0.0133 0.5094 1.0000
6.250 0.3908 0.08303 0.07430 -0.0101 0.5083 1.0000
6.500 0.3703 0.08531 0.07659 -0.0076 0.5084 1.0000
6.750 0.3637 0.08761 0.07890 -0.0060 0.5107 1.0000
7.000 0.2715 0.09554 0.08692 -0.0059 0.5990 1.0000
7.250 0.2386 0.09452 0.08589 -0.0010 0.5884 1.0000
7.500 0.2538 0.09682 0.08819 -0.0006 0.5804 1.0000
7.750 0.2491 0.09734 0.08871 0.0012 0.5679 1.0000
8.000 0.2551 0.09952 0.09091 0.0010 0.5612 1.0000
8.250 0.2752 0.10184 0.09326 -0.0001 0.5486 1.0000
8.500 0.2711 0.10323 0.09468 0.0000 0.5380 1.0000
8.750 0.3150 0.10802 0.09951 -0.0033 0.5293 1.0000
9.000 0.2971 0.10823 0.09975 -0.0028 0.5189 1.0000
9.250 0.3354 0.11301 0.10458 -0.0058 0.5115 1.0000
9.500 0.3271 0.11368 0.10527 -0.0060 0.4994 1.0000
9.750 0.3504 0.11767 0.10932 -0.0083 0.4929 1.0000
10.000 0.3522 0.11930 0.11099 -0.0093 0.4823 1.0000
10.250 0.3834 0.12415 0.11589 -0.0121 0.4763 1.0000
10.500 0.3784 0.12512 0.11689 -0.0128 0.4648 1.0000
10.750 0.4088 0.13008 0.12192 -0.0155 0.4589 1.0000
11.000 0.4005 0.13102 0.12289 -0.0164 0.4494 1.0000
11.250 0.4423 0.13694 0.12888 -0.0193 0.4428 1.0000
11.500 0.4245 0.13714 0.12909 -0.0202 0.4341 1.0000
11.750 0.4612 0.14238 0.13440 -0.0226 0.4261 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to DU 06-W-200 VAWT airfoil (du06-w-200-dt)