Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.84 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-prandtl-d-root-ns-50000.txt Download as CSV file: xf-prandtl-d-root-ns-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-20.000 -0.7127 0.26099 0.25400 0.0675 1.0000 0.0681
-19.750 -0.7072 0.26134 0.25437 0.0641 1.0000 0.0693
-19.500 -0.7046 0.26383 0.25691 0.0604 1.0000 0.0697
-19.250 -0.6901 0.25511 0.24820 0.0592 1.0000 0.0707
-19.000 -0.6761 0.24844 0.24151 0.0584 1.0000 0.0725
-18.750 -0.6655 0.24477 0.23784 0.0566 1.0000 0.0745
-18.500 -0.6558 0.24164 0.23472 0.0545 1.0000 0.0766
-18.250 -0.6467 0.23888 0.23196 0.0523 1.0000 0.0787
-18.000 -0.6388 0.23688 0.22998 0.0496 1.0000 0.0807
-17.750 -0.6343 0.23699 0.23012 0.0463 1.0000 0.0820
-17.500 -0.6334 0.23899 0.23216 0.0427 1.0000 0.0825
-17.250 -0.6190 0.23135 0.22452 0.0413 1.0000 0.0835
-17.000 -0.6020 0.22366 0.21681 0.0409 1.0000 0.0857
-16.750 -0.5909 0.21989 0.21303 0.0393 1.0000 0.0880
-16.500 -0.5812 0.21671 0.20986 0.0373 1.0000 0.0906
-16.250 -0.5730 0.21410 0.20726 0.0350 1.0000 0.0933
-16.000 -0.5684 0.21324 0.20643 0.0319 1.0000 0.0955
-15.750 -0.5711 0.21545 0.20870 0.0282 1.0000 0.0965
-15.500 -0.5518 0.20630 0.19956 0.0276 1.0000 0.0982
-15.250 -0.5367 0.20085 0.19408 0.0268 1.0000 0.1016
-15.000 -0.5269 0.19756 0.19079 0.0250 1.0000 0.1052
-14.750 -0.5201 0.19520 0.18845 0.0227 1.0000 0.1084
-14.500 -0.5205 0.19532 0.18862 0.0193 1.0000 0.1105
-14.250 -0.5262 0.19693 0.19029 0.0158 1.0000 0.1111
-14.000 -0.4964 0.18529 0.17863 0.0164 1.0000 0.1139
-13.750 -0.4840 0.18108 0.17442 0.0152 1.0000 0.1177
-13.500 -0.4761 0.17812 0.17147 0.0133 1.0000 0.1215
-13.250 -0.4763 0.17728 0.17067 0.0103 1.0000 0.1247
-13.000 -0.4842 0.17829 0.17176 0.0067 1.0000 0.1257
-12.750 -0.4547 0.16827 0.16171 0.0073 1.0000 0.1293
-12.500 -0.4434 0.16446 0.15790 0.0061 1.0000 0.1337
-12.250 -0.4402 0.16232 0.15578 0.0037 1.0000 0.1384
-12.000 -0.4526 0.16341 0.15696 -0.0002 1.0000 0.1404
-11.750 -0.4218 0.15444 0.14797 0.0007 1.0000 0.1461
-11.500 -0.4158 0.15161 0.14516 -0.0011 1.0000 0.1522
-11.250 -0.4267 0.15184 0.14547 -0.0047 1.0000 0.1552
-11.000 -0.4019 0.14449 0.13812 -0.0045 1.0000 0.1599
-10.750 -0.3935 0.14113 0.13478 -0.0060 1.0000 0.1663
-10.500 -0.4054 0.14100 0.13474 -0.0096 1.0000 0.1703
-10.250 -0.3821 0.13429 0.12803 -0.0095 1.0000 0.1748
-10.000 -0.3739 0.13095 0.12471 -0.0109 1.0000 0.1820
-9.750 -0.3903 0.13107 0.12496 -0.0150 1.0000 0.1858
-9.500 -0.3594 0.12383 0.11768 -0.0141 1.0000 0.1920
-9.250 -0.3627 0.12198 0.11591 -0.0167 1.0000 0.1999
-9.000 -0.3469 0.11712 0.11107 -0.0173 1.0000 0.2067
-8.750 -0.3528 0.11560 0.10964 -0.0200 1.0000 0.2156
-8.500 -0.3322 0.11050 0.10456 -0.0200 1.0000 0.2251
-8.250 -0.3489 0.11003 0.10423 -0.0238 1.0000 0.2317
-8.000 -0.3220 0.10441 0.09860 -0.0231 1.0000 0.2433
-7.750 -0.3211 0.10148 0.09576 -0.0248 1.0000 0.2506
-7.500 -0.3243 0.09966 0.09404 -0.0261 1.0000 0.2616
-7.250 -0.3112 0.09577 0.09018 -0.0256 1.0000 0.2692
-7.000 -0.3380 0.09618 0.09077 -0.0234 1.0000 0.2769
-6.750 -0.3810 0.09795 0.09275 -0.0189 1.0000 0.2781
-6.500 -0.3624 0.09389 0.08868 -0.0161 1.0000 0.2867
-6.250 -0.3979 0.09468 0.08964 -0.0120 1.0000 0.2917
-6.000 -0.4447 0.09603 0.09117 -0.0075 1.0000 0.2934
-5.750 -0.4268 0.09208 0.08721 -0.0053 1.0000 0.3036
-5.500 -0.4739 0.09305 0.08835 -0.0014 1.0000 0.3086
-5.250 -0.4661 0.08983 0.08515 0.0015 1.0000 0.3175
-5.000 -0.5044 0.08956 0.08500 0.0036 1.0000 0.3260
-4.750 -0.4827 0.08557 0.08098 0.0042 0.9959 0.3452
-4.500 -0.4875 0.08360 0.07900 0.0020 0.9877 0.3719
-4.000 -0.4748 0.05770 0.05125 -0.0310 0.9750 0.1409
-3.750 -0.4515 0.05379 0.04708 -0.0324 0.9693 0.1387
-3.500 -0.4350 0.05035 0.04327 -0.0324 0.9634 0.1373
-3.250 -0.4104 0.04678 0.03915 -0.0333 0.9580 0.1357
-3.000 -0.3917 0.04389 0.03565 -0.0326 0.9525 0.1357
-2.750 -0.3675 0.04158 0.03247 -0.0324 0.9469 0.1407
-2.500 -0.3413 0.03988 0.03071 -0.0327 0.9413 0.1511
-2.250 -0.3175 0.03830 0.02880 -0.0323 0.9355 0.1622
-2.000 -0.2849 0.03707 0.02711 -0.0331 0.9300 0.1862
-1.750 -0.2665 0.03625 0.02635 -0.0320 0.9244 0.2130
-1.500 -0.2374 0.03567 0.02577 -0.0327 0.9187 0.2518
-1.250 -0.2119 0.03510 0.02520 -0.0327 0.9133 0.2881
-1.000 0.0070 0.03114 0.02368 -0.0655 0.9042 1.0000
-0.750 0.0180 0.03176 0.02382 -0.0638 0.8979 1.0000
-0.500 0.0412 0.03251 0.02413 -0.0640 0.8916 1.0000
-0.250 0.0586 0.03327 0.02456 -0.0632 0.8858 1.0000
0.000 0.0715 0.03401 0.02502 -0.0617 0.8800 1.0000
0.250 0.1044 0.03499 0.02566 -0.0635 0.8741 1.0000
0.500 0.1052 0.03568 0.02618 -0.0601 0.8693 1.0000
0.750 0.1207 0.03654 0.02682 -0.0591 0.8641 1.0000
1.000 0.1494 0.03761 0.02765 -0.0602 0.8587 1.0000
1.250 0.1517 0.03839 0.02829 -0.0572 0.8547 1.0000
1.500 0.1635 0.03931 0.02906 -0.0558 0.8507 1.0000
1.750 0.1881 0.04044 0.03002 -0.0563 0.8457 1.0000
2.000 0.1998 0.04146 0.03091 -0.0549 0.8419 1.0000
2.250 0.2063 0.04243 0.03177 -0.0529 0.8393 1.0000
2.500 0.2161 0.04349 0.03272 -0.0514 0.8372 1.0000
2.750 0.2284 0.04462 0.03375 -0.0504 0.8349 1.0000
3.000 0.2395 0.04581 0.03486 -0.0493 0.8339 1.0000
3.250 0.2477 0.04702 0.03599 -0.0479 0.8345 1.0000
3.500 0.2533 0.04832 0.03723 -0.0464 0.8391 1.0000
3.750 0.2711 0.05012 0.03897 -0.0468 0.8442 1.0000
4.750 0.2049 0.05220 0.04091 -0.0286 0.9495 1.0000
5.000 0.2394 0.05474 0.04342 -0.0320 0.9322 1.0000
5.250 0.2709 0.05735 0.04601 -0.0348 0.9170 1.0000
5.500 0.2899 0.05886 0.04751 -0.0353 0.9014 1.0000
5.750 0.3105 0.06061 0.04927 -0.0360 0.8854 1.0000
6.000 0.3319 0.06251 0.05118 -0.0369 0.8697 1.0000
6.250 0.3529 0.06449 0.05319 -0.0377 0.8545 1.0000
6.500 0.3733 0.06645 0.05518 -0.0383 0.8388 1.0000
6.750 0.3932 0.06847 0.05722 -0.0389 0.8237 1.0000
7.000 0.4122 0.07046 0.05926 -0.0393 0.8078 1.0000
7.250 0.4308 0.07248 0.06135 -0.0397 0.7919 1.0000
7.500 0.4490 0.07453 0.06345 -0.0400 0.7758 1.0000
7.750 0.4670 0.07664 0.06562 -0.0403 0.7596 1.0000
8.000 0.4862 0.07883 0.06789 -0.0406 0.7425 1.0000
8.250 0.5056 0.08111 0.07027 -0.0410 0.7259 1.0000
8.500 0.5315 0.08384 0.07310 -0.0420 0.7081 1.0000
8.750 0.6301 0.08045 0.06992 -0.0403 0.6004 1.0000
9.000 0.6367 0.08199 0.07153 -0.0389 0.5832 1.0000
9.250 0.6484 0.08350 0.07314 -0.0378 0.5653 1.0000
9.500 0.6662 0.08488 0.07464 -0.0370 0.5471 1.0000
9.750 0.7117 0.08490 0.07489 -0.0364 0.5259 1.0000
10.000 0.7176 0.08673 0.07682 -0.0352 0.5096 1.0000
10.250 0.7264 0.08851 0.07870 -0.0342 0.4934 1.0000
10.500 0.7371 0.09024 0.08056 -0.0332 0.4772 1.0000
10.750 0.7499 0.09178 0.08223 -0.0322 0.4602 1.0000
11.000 0.7684 0.09282 0.08345 -0.0310 0.4427 1.0000
11.250 0.7992 0.09262 0.08347 -0.0294 0.4249 1.0000
11.500 0.8247 0.09261 0.08367 -0.0277 0.4076 1.0000
11.750 0.8282 0.09495 0.08612 -0.0268 0.3919 1.0000
12.000 0.8319 0.09730 0.08860 -0.0259 0.3757 1.0000
12.250 0.8385 0.09937 0.09080 -0.0250 0.3598 1.0000
12.500 0.9071 0.09113 0.08303 -0.0190 0.3339 1.0000
12.750 1.1387 0.04986 0.04202 0.0006 0.2476 1.0000
13.000 1.1287 0.05234 0.04429 0.0025 0.2205 1.0000
13.250 1.1149 0.05563 0.04746 0.0038 0.1963 1.0000
13.500 1.1036 0.05886 0.05046 0.0050 0.1723 1.0000
13.750 1.0925 0.06221 0.05346 0.0060 0.1488 1.0000
14.000 1.0800 0.06629 0.05745 0.0067 0.1266 1.0000
14.250 1.0819 0.06911 0.05995 0.0082 0.1078 1.0000
14.500 1.0950 0.07156 0.06238 0.0100 0.0939 1.0000
14.750 1.1264 0.07316 0.06392 0.0124 0.0833 1.0000
15.000 1.1241 0.07732 0.06851 0.0127 0.0811 1.0000
15.250 1.1186 0.08185 0.07339 0.0126 0.0795 1.0000
15.500 1.1070 0.08698 0.07882 0.0120 0.0785 1.0000
15.750 1.0896 0.09284 0.08496 0.0106 0.0783 1.0000
16.000 1.0669 0.09960 0.09197 0.0083 0.0788 1.0000
16.250 1.0401 0.10741 0.10001 0.0049 0.0798 1.0000
16.500 1.0096 0.11656 0.10929 0.0004 0.0810 1.0000
16.750 0.9836 0.12593 0.11875 -0.0043 0.0823 1.0000
17.000 0.9607 0.13566 0.12852 -0.0092 0.0832 1.0000
17.250 0.8865 0.16287 0.15557 -0.0258 0.0945 1.0000
17.500 0.8822 0.17020 0.16284 -0.0288 0.0952 1.0000
17.750 0.8828 0.17642 0.16904 -0.0311 0.0958 1.0000
18.000 0.8608 0.18912 0.18156 -0.0391 0.1060 1.0000
18.250 0.8699 0.19442 0.18690 -0.0402 0.1098 1.0000
18.500 0.6287 0.18847 0.18169 -0.0356 0.2047 1.0000
18.750 0.6201 0.18987 0.18309 -0.0376 0.2003 1.0000
19.000 0.6311 0.19391 0.18720 -0.0379 0.1928 1.0000
19.250 0.6330 0.19749 0.19077 -0.0391 0.1901 1.0000
19.500 0.6282 0.19907 0.19237 -0.0409 0.1840 1.0000
19.750 0.6515 0.20621 0.19956 -0.0402 0.1771 1.0000
20.000 0.6396 0.20632 0.19966 -0.0427 0.1755 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Prandtl-D root - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-root-ns)