Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.38 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-prandtl-d-root-ns-100000.txt Download as CSV file: xf-prandtl-d-root-ns-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerod
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-20.000 -0.7205 0.25926 0.25431 0.0725 1.0000 0.0342
-19.750 -0.7113 0.25631 0.25136 0.0701 1.0000 0.0354
-19.500 -0.7024 0.25356 0.24863 0.0676 1.0000 0.0364
-19.250 -0.6946 0.25178 0.24686 0.0644 1.0000 0.0372
-19.000 -0.6892 0.25135 0.24645 0.0609 1.0000 0.0375
-18.750 -0.6861 0.25190 0.24703 0.0573 1.0000 0.0377
-18.500 -0.6706 0.24337 0.23850 0.0566 1.0000 0.0381
-18.250 -0.6575 0.23788 0.23300 0.0558 1.0000 0.0389
-18.000 -0.6470 0.23431 0.22943 0.0541 1.0000 0.0398
-17.750 -0.6371 0.23106 0.22619 0.0522 1.0000 0.0409
-17.500 -0.6275 0.22791 0.22303 0.0501 1.0000 0.0421
-17.250 -0.6182 0.22481 0.21993 0.0479 1.0000 0.0434
-17.000 -0.6095 0.22198 0.21711 0.0453 1.0000 0.0450
-16.750 -0.6044 0.22098 0.21614 0.0418 1.0000 0.0462
-16.500 -0.6034 0.22154 0.21674 0.0378 1.0000 0.0466
-16.250 -0.6053 0.22264 0.21788 0.0340 1.0000 0.0467
-16.000 -0.5768 0.20933 0.20454 0.0356 1.0000 0.0480
-15.750 -0.5646 0.20514 0.20034 0.0345 1.0000 0.0493
-15.500 -0.5545 0.20174 0.19695 0.0328 1.0000 0.0506
-15.250 -0.5449 0.19843 0.19365 0.0308 1.0000 0.0520
-15.000 -0.5360 0.19516 0.19037 0.0287 1.0000 0.0536
-14.750 -0.5278 0.19207 0.18730 0.0263 1.0000 0.0553
-14.500 -0.5235 0.19013 0.18539 0.0230 1.0000 0.0569
-14.250 -0.5248 0.18972 0.18502 0.0192 1.0000 0.0575
-14.000 -0.5278 0.18925 0.18459 0.0155 1.0000 0.0577
-13.750 -0.5061 0.18031 0.17565 0.0154 1.0000 0.0586
-13.500 -0.4885 0.17473 0.17005 0.0153 1.0000 0.0600
-13.250 -0.4774 0.17097 0.16630 0.0141 1.0000 0.0617
-13.000 -0.4682 0.16755 0.16290 0.0123 1.0000 0.0635
-12.750 -0.4606 0.16422 0.15958 0.0102 1.0000 0.0660
-12.500 -0.3199 0.14624 0.14222 -0.0066 1.0000 0.0729
-12.250 -0.3126 0.14366 0.13962 -0.0079 1.0000 0.0751
-12.000 -0.3078 0.14125 0.13722 -0.0096 1.0000 0.0775
-11.750 -0.3059 0.13902 0.13499 -0.0119 1.0000 0.0802
-11.500 -0.3149 0.13837 0.13436 -0.0153 1.0000 0.0820
-11.250 -0.3268 0.13746 0.13348 -0.0192 1.0000 0.0825
-11.000 -0.3075 0.13084 0.12688 -0.0198 1.0000 0.0838
-10.750 -0.2844 0.12582 0.12184 -0.0199 1.0000 0.0865
-10.500 -0.2754 0.12243 0.11845 -0.0216 1.0000 0.0893
-10.250 -0.4023 0.12877 0.12442 -0.0129 1.0000 0.0843
-10.000 -0.3847 0.12453 0.12017 -0.0129 1.0000 0.0870
-9.750 -0.3754 0.12102 0.11668 -0.0146 1.0000 0.0898
-9.500 -0.3704 0.11767 0.11337 -0.0174 1.0000 0.0931
-9.250 -0.3826 0.11549 0.11130 -0.0243 1.0000 0.0961
-9.000 -0.3977 0.11297 0.10889 -0.0323 1.0000 0.0967
-8.750 -0.3556 0.10607 0.10192 -0.0261 1.0000 0.0999
-8.500 -0.3426 0.10275 0.09862 -0.0276 1.0000 0.1051
-8.250 -0.3446 0.09965 0.09560 -0.0328 1.0000 0.1093
-8.000 -0.3685 0.09742 0.09352 -0.0418 1.0000 0.1109
-7.750 -0.3339 0.09256 0.08863 -0.0366 1.0000 0.1153
-7.500 -0.3374 0.09097 0.08711 -0.0362 0.9957 0.1185
-7.250 -0.3443 0.08540 0.08153 -0.0560 0.9743 0.1254
-7.000 -0.3059 0.08038 0.07650 -0.0529 0.9723 0.1298
-6.750 -0.2886 0.07603 0.07211 -0.0595 0.9598 0.1367
-6.500 -0.2987 0.07120 0.06720 -0.0685 0.9418 0.1422
-6.250 -0.2786 0.06835 0.06434 -0.0668 0.9318 0.1458
-6.000 -0.3030 0.06574 0.06147 -0.0720 0.9138 0.1561
-5.750 -0.3193 0.04994 0.04478 -0.0755 0.9031 0.0816
-5.500 -0.3271 0.04403 0.03797 -0.0725 0.8916 0.0699
-5.250 -0.3166 0.04046 0.03425 -0.0710 0.8825 0.0687
-5.000 -0.3061 0.03763 0.03097 -0.0685 0.8749 0.0685
-4.750 -0.2947 0.03566 0.02840 -0.0661 0.8653 0.0698
-4.500 -0.2796 0.03288 0.02530 -0.0641 0.8594 0.0713
-4.250 -0.2616 0.03108 0.02325 -0.0628 0.8503 0.0730
-4.000 -0.2401 0.02951 0.02139 -0.0611 0.8447 0.0760
-3.750 -0.2194 0.02855 0.02002 -0.0598 0.8363 0.0820
-3.500 -0.1961 0.02704 0.01845 -0.0587 0.8308 0.0890
-3.250 -0.1726 0.02588 0.01706 -0.0578 0.8236 0.0985
-3.000 -0.1498 0.02494 0.01617 -0.0567 0.8173 0.1171
-2.750 -0.1266 0.02414 0.01530 -0.0554 0.8122 0.1426
-2.500 -0.1050 0.02381 0.01504 -0.0548 0.8044 0.1670
-2.250 -0.0818 0.02336 0.01464 -0.0536 0.7997 0.1963
-2.000 -0.0600 0.02301 0.01440 -0.0529 0.7923 0.2253
-1.750 -0.0367 0.02236 0.01394 -0.0519 0.7868 0.2669
-1.500 -0.0134 0.02156 0.01347 -0.0504 0.7832 0.3381
-1.250 0.0067 0.02120 0.01366 -0.0499 0.7747 0.4469
-1.000 0.2089 0.01900 0.01260 -0.0802 0.7757 1.0000
-0.750 0.2304 0.01909 0.01245 -0.0791 0.7704 1.0000
-0.500 0.2534 0.01940 0.01257 -0.0787 0.7640 1.0000
-0.250 0.2765 0.01968 0.01267 -0.0782 0.7576 1.0000
0.000 0.2982 0.01976 0.01256 -0.0768 0.7534 1.0000
0.250 0.3223 0.02034 0.01304 -0.0772 0.7457 1.0000
0.500 0.3448 0.02053 0.01308 -0.0761 0.7405 1.0000
0.750 0.3675 0.02080 0.01322 -0.0752 0.7358 1.0000
1.000 0.3905 0.02144 0.01379 -0.0753 0.7284 1.0000
1.250 0.4133 0.02155 0.01378 -0.0741 0.7241 1.0000
1.500 0.4355 0.02223 0.01442 -0.0739 0.7174 1.0000
1.750 0.4579 0.02267 0.01479 -0.0733 0.7115 1.0000
2.000 0.4814 0.02271 0.01474 -0.0719 0.7080 1.0000
2.250 0.5013 0.02376 0.01579 -0.0721 0.6997 1.0000
2.500 0.5241 0.02403 0.01600 -0.0711 0.6949 1.0000
2.750 0.5487 0.02398 0.01587 -0.0696 0.6919 1.0000
3.000 0.5651 0.02537 0.01731 -0.0697 0.6823 1.0000
3.250 0.5895 0.02542 0.01733 -0.0685 0.6784 1.0000
3.500 0.6056 0.02662 0.01856 -0.0680 0.6702 1.0000
3.750 0.6281 0.02694 0.01886 -0.0670 0.6650 1.0000
4.000 0.6549 0.02674 0.01864 -0.0657 0.6620 1.0000
4.250 0.6653 0.02842 0.02040 -0.0650 0.6517 1.0000
4.500 0.6924 0.02821 0.02017 -0.0638 0.6479 1.0000
4.750 0.7023 0.02978 0.02181 -0.0627 0.6382 1.0000
5.000 0.7291 0.02960 0.02166 -0.0616 0.6338 1.0000
5.250 0.7597 0.02908 0.02113 -0.0605 0.6310 1.0000
5.500 0.7655 0.03092 0.02307 -0.0591 0.6195 1.0000
5.750 0.7988 0.03011 0.02228 -0.0581 0.6166 1.0000
6.000 0.8038 0.03189 0.02417 -0.0564 0.6050 1.0000
6.250 0.8393 0.03084 0.02315 -0.0555 0.6020 1.0000
6.500 0.8446 0.03248 0.02489 -0.0536 0.5903 1.0000
6.750 0.8831 0.03111 0.02358 -0.0529 0.5871 1.0000
7.000 0.8907 0.03241 0.02500 -0.0509 0.5754 1.0000
7.250 0.9324 0.03068 0.02333 -0.0502 0.5721 1.0000
7.500 0.9417 0.03174 0.02452 -0.0483 0.5604 1.0000
7.750 0.9876 0.02946 0.02229 -0.0477 0.5565 1.0000
8.000 1.0117 0.02860 0.02152 -0.0458 0.5437 1.0000
8.250 1.0514 0.02557 0.01844 -0.0440 0.5279 1.0000
8.500 1.0823 0.02381 0.01666 -0.0423 0.5115 1.0000
8.750 1.1054 0.02325 0.01618 -0.0407 0.4966 1.0000
9.000 1.1221 0.02300 0.01607 -0.0386 0.4768 1.0000
9.250 1.1414 0.02255 0.01566 -0.0366 0.4554 1.0000
9.500 1.1580 0.02254 0.01574 -0.0346 0.4351 1.0000
9.750 1.1715 0.02282 0.01612 -0.0324 0.4136 1.0000
10.000 1.1811 0.02317 0.01647 -0.0297 0.3857 1.0000
10.250 1.1872 0.02377 0.01703 -0.0266 0.3568 1.0000
10.500 1.1897 0.02460 0.01779 -0.0232 0.3286 1.0000
10.750 1.1860 0.02564 0.01874 -0.0192 0.3043 1.0000
11.000 1.1793 0.02694 0.01994 -0.0153 0.2806 1.0000
11.250 1.1707 0.02865 0.02150 -0.0118 0.2536 1.0000
11.500 1.1618 0.03068 0.02341 -0.0089 0.2263 1.0000
11.750 1.1538 0.03292 0.02553 -0.0065 0.2012 1.0000
12.000 1.1442 0.03553 0.02799 -0.0045 0.1743 1.0000
12.250 1.1340 0.03840 0.03070 -0.0029 0.1469 1.0000
12.500 1.1220 0.04163 0.03375 -0.0015 0.1169 1.0000
12.750 1.1100 0.04503 0.03696 -0.0003 0.0931 1.0000
13.000 1.0941 0.04897 0.04064 0.0008 0.0717 1.0000
13.250 1.0856 0.05231 0.04390 0.0018 0.0608 1.0000
13.500 1.0814 0.05532 0.04692 0.0025 0.0538 1.0000
13.750 1.0754 0.05855 0.05008 0.0031 0.0500 1.0000
14.000 1.0756 0.06117 0.05279 0.0039 0.0457 1.0000
14.250 1.0784 0.06349 0.05514 0.0046 0.0436 1.0000
14.500 1.0835 0.06543 0.05705 0.0058 0.0416 1.0000
14.750 1.0985 0.06633 0.05796 0.0080 0.0395 1.0000
15.000 1.1138 0.06758 0.05935 0.0096 0.0383 1.0000
15.250 1.1300 0.06900 0.06092 0.0111 0.0372 1.0000
15.500 1.1440 0.07092 0.06301 0.0124 0.0363 1.0000
15.750 1.1539 0.07342 0.06570 0.0133 0.0357 1.0000
16.000 1.1594 0.07647 0.06898 0.0139 0.0354 1.0000
16.250 1.1587 0.08017 0.07294 0.0139 0.0354 1.0000
16.500 1.1521 0.08453 0.07756 0.0135 0.0354 1.0000
16.750 1.1407 0.08949 0.08279 0.0125 0.0356 1.0000
17.000 1.1253 0.09510 0.08867 0.0109 0.0358 1.0000
17.250 1.1061 0.10146 0.09530 0.0086 0.0361 1.0000
17.500 1.0836 0.10868 0.10276 0.0054 0.0364 1.0000
17.750 1.0596 0.11660 0.11092 0.0014 0.0369 1.0000
18.000 1.0337 0.12552 0.12004 -0.0036 0.0374 1.0000
18.250 1.0048 0.13585 0.13055 -0.0097 0.0381 1.0000
18.500 0.9726 0.14821 0.14302 -0.0172 0.0389 1.0000
18.750 0.9488 0.15958 0.15444 -0.0236 0.0398 1.0000
19.000 0.8864 0.19043 0.18513 -0.0396 0.0479 1.0000
19.250 0.8926 0.19429 0.18899 -0.0407 0.0493 1.0000
20.000 0.6718 0.20070 0.19603 -0.0365 0.0959 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns)