Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 35.83 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-prandtl-d-tip-ns-100000.txt Download as CSV file: xf-prandtl-d-tip-ns-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerody
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 -0.6129 0.22713 0.22266 0.0567 1.0000 0.0464
-19.750 -0.6081 0.22401 0.21953 0.0550 1.0000 0.0482
-19.500 -0.6039 0.22104 0.21654 0.0532 1.0000 0.0500
-19.250 -0.6036 0.21932 0.21481 0.0505 1.0000 0.0516
-19.000 -0.6068 0.21885 0.21435 0.0476 1.0000 0.0522
-18.750 -0.6098 0.21823 0.21372 0.0450 1.0000 0.0524
-18.500 -0.5895 0.20863 0.20412 0.0458 1.0000 0.0541
-18.250 -0.5804 0.20502 0.20044 0.0452 1.0000 0.0564
-18.000 -0.5747 0.20202 0.19743 0.0439 1.0000 0.0583
-17.750 -0.5701 0.19908 0.19448 0.0423 1.0000 0.0606
-17.500 -0.5675 0.19649 0.19188 0.0403 1.0000 0.0631
-17.250 -0.5716 0.19558 0.19096 0.0372 1.0000 0.0645
-17.000 -0.5792 0.19562 0.19101 0.0341 1.0000 0.0649
-16.750 -0.5874 0.19554 0.19094 0.0312 1.0000 0.0651
-16.500 -0.5518 0.18393 0.17930 0.0339 1.0000 0.0678
-16.250 -0.5447 0.18088 0.17624 0.0330 1.0000 0.0702
-16.000 -0.5403 0.17806 0.17340 0.0316 1.0000 0.0730
-15.750 -0.5401 0.17576 0.17110 0.0294 1.0000 0.0761
-15.500 -0.5515 0.17566 0.17100 0.0258 1.0000 0.0775
-15.250 -0.5643 0.17571 0.17107 0.0226 1.0000 0.0779
-15.000 -0.5321 0.16647 0.16181 0.0247 1.0000 0.0804
-14.750 -0.5235 0.16344 0.15876 0.0242 1.0000 0.0840
-14.500 -0.5243 0.16123 0.15655 0.0223 1.0000 0.0887
-14.250 -0.5386 0.16080 0.15613 0.0189 1.0000 0.0904
-14.000 -0.5226 0.15528 0.15061 0.0192 1.0000 0.0936
-13.750 -0.5146 0.15237 0.14768 0.0188 1.0000 0.0982
-13.500 -0.5206 0.15049 0.14579 0.0167 1.0000 0.1022
-13.250 -0.5436 0.15041 0.14573 0.0130 1.0000 0.1037
-13.000 -0.5383 0.14554 0.14087 0.0122 1.0000 0.1052
-12.750 -0.5167 0.14113 0.13637 0.0136 1.0000 0.1094
-12.500 -0.5175 0.13808 0.13332 0.0122 1.0000 0.1137
-12.250 -0.5383 0.13549 0.13082 0.0082 1.0000 0.1169
-12.000 -0.5607 0.13189 0.12727 0.0036 1.0000 0.1175
-11.750 -0.5187 0.12740 0.12266 0.0085 1.0000 0.1273
-11.500 -0.5352 0.12341 0.11870 0.0051 1.0000 0.1300
-11.250 -0.5632 0.10788 0.10326 -0.0025 1.0000 0.0800
-11.000 -0.7339 0.08681 0.08189 -0.0190 1.0000 0.0525
-10.750 -0.7420 0.08051 0.07561 -0.0214 1.0000 0.0517
-10.500 -0.7502 0.07497 0.07009 -0.0236 1.0000 0.0502
-10.250 -0.7766 0.06861 0.06363 -0.0278 1.0000 0.0498
-10.000 -0.7980 0.06380 0.05872 -0.0287 1.0000 0.0485
-9.750 -0.8202 0.05983 0.05459 -0.0273 1.0000 0.0480
-9.500 -0.8376 0.05534 0.04984 -0.0257 1.0000 0.0473
-9.250 -0.8483 0.05116 0.04531 -0.0238 1.0000 0.0473
-9.000 -0.8533 0.04726 0.04100 -0.0216 1.0000 0.0484
-8.750 -0.8535 0.04356 0.03680 -0.0193 1.0000 0.0498
-8.500 -0.8487 0.03991 0.03261 -0.0169 1.0000 0.0506
-8.250 -0.8397 0.03663 0.02872 -0.0144 1.0000 0.0518
-8.000 -0.8267 0.03275 0.02450 -0.0126 1.0000 0.0544
-7.750 -0.8095 0.03120 0.02287 -0.0112 1.0000 0.0613
-7.500 -0.7914 0.02858 0.01988 -0.0095 1.0000 0.0671
-7.250 -0.7711 0.02665 0.01785 -0.0081 1.0000 0.0748
-7.000 -0.7521 0.02511 0.01626 -0.0067 1.0000 0.0869
-6.750 -0.7319 0.02340 0.01452 -0.0052 1.0000 0.1001
-6.500 -0.7126 0.02201 0.01306 -0.0036 1.0000 0.1187
-6.250 -0.6941 0.02083 0.01193 -0.0020 1.0000 0.1424
-6.000 -0.6757 0.01971 0.01089 -0.0003 1.0000 0.1710
-5.750 -0.6577 0.01878 0.01014 0.0014 1.0000 0.2027
-5.500 -0.6392 0.01795 0.00943 0.0031 1.0000 0.2368
-5.250 -0.6207 0.01723 0.00885 0.0048 1.0000 0.2723
-5.000 -0.6018 0.01660 0.00830 0.0065 1.0000 0.3096
-4.750 -0.5829 0.01597 0.00785 0.0083 1.0000 0.3465
-4.500 -0.5640 0.01540 0.00743 0.0101 1.0000 0.3858
-4.250 -0.5449 0.01487 0.00701 0.0119 1.0000 0.4262
-4.000 -0.5260 0.01438 0.00669 0.0138 1.0000 0.4688
-3.750 -0.5072 0.01395 0.00643 0.0158 1.0000 0.5137
-3.500 -0.4885 0.01356 0.00622 0.0179 1.0000 0.5599
-3.250 -0.4697 0.01321 0.00606 0.0201 1.0000 0.6057
-3.000 -0.4508 0.01292 0.00593 0.0224 1.0000 0.6526
-2.750 -0.4316 0.01267 0.00580 0.0247 1.0000 0.6992
-2.500 -0.4113 0.01249 0.00577 0.0269 1.0000 0.7458
-2.250 -0.3894 0.01239 0.00578 0.0289 1.0000 0.7936
-2.000 -0.3612 0.01241 0.00588 0.0298 1.0000 0.8399
-1.750 -0.3216 0.01260 0.00607 0.0285 1.0000 0.8839
-1.500 -0.2678 0.01292 0.00629 0.0243 1.0000 0.9205
-1.250 -0.2002 0.01326 0.00650 0.0171 1.0000 0.9448
-1.000 -0.1296 0.01346 0.00656 0.0089 1.0000 0.9632
-0.750 -0.0606 0.01347 0.00648 0.0006 1.0000 0.9819
-0.500 0.0115 0.01325 0.00619 -0.0087 1.0000 0.9987
-0.250 0.0139 0.01301 0.00598 -0.0058 1.0000 1.0000
0.000 0.0030 0.01293 0.00591 -0.0005 1.0000 1.0000
0.250 -0.0089 0.01302 0.00598 0.0049 1.0000 1.0000
0.500 -0.0144 0.01326 0.00619 0.0092 1.0000 1.0000
0.750 0.0597 0.01347 0.00648 -0.0005 0.9837 1.0000
1.000 0.1290 0.01346 0.00656 -0.0088 0.9647 1.0000
1.250 0.2024 0.01327 0.00651 -0.0176 0.9469 1.0000
1.500 0.2639 0.01295 0.00631 -0.0236 0.9200 1.0000
1.750 0.3111 0.01265 0.00608 -0.0266 0.8837 1.0000
2.000 0.3432 0.01248 0.00592 -0.0264 0.8418 1.0000
2.250 0.3670 0.01243 0.00581 -0.0246 0.7983 1.0000
2.500 0.3875 0.01250 0.00576 -0.0222 0.7542 1.0000
2.750 0.4072 0.01264 0.00576 -0.0198 0.7101 1.0000
3.000 0.4265 0.01286 0.00584 -0.0175 0.6649 1.0000
3.250 0.4460 0.01312 0.00599 -0.0153 0.6191 1.0000
3.500 0.4655 0.01344 0.00613 -0.0133 0.5736 1.0000
3.750 0.4851 0.01381 0.00631 -0.0113 0.5286 1.0000
4.000 0.5049 0.01422 0.00656 -0.0094 0.4830 1.0000
4.250 0.5247 0.01468 0.00686 -0.0077 0.4397 1.0000
4.500 0.5446 0.01520 0.00721 -0.0060 0.3984 1.0000
4.750 0.5646 0.01576 0.00767 -0.0045 0.3590 1.0000
5.000 0.5843 0.01637 0.00810 -0.0029 0.3213 1.0000
5.250 0.6041 0.01699 0.00863 -0.0014 0.2833 1.0000
5.500 0.6237 0.01771 0.00923 0.0001 0.2474 1.0000
5.750 0.6427 0.01848 0.00985 0.0017 0.2125 1.0000
6.000 0.6618 0.01940 0.01068 0.0032 0.1795 1.0000
6.250 0.6803 0.02036 0.01155 0.0048 0.1485 1.0000
6.500 0.6993 0.02168 0.01277 0.0064 0.1248 1.0000
6.750 0.7179 0.02285 0.01384 0.0079 0.1043 1.0000
7.000 0.7379 0.02453 0.01554 0.0094 0.0901 1.0000
7.250 0.7578 0.02608 0.01724 0.0109 0.0785 1.0000
7.500 0.7769 0.02791 0.01928 0.0125 0.0688 1.0000
7.750 0.7961 0.03079 0.02219 0.0137 0.0629 1.0000
8.000 0.8125 0.03259 0.02448 0.0158 0.0569 1.0000
8.250 0.8285 0.03491 0.02679 0.0169 0.0516 1.0000
8.500 0.8384 0.03875 0.03113 0.0191 0.0501 1.0000
8.750 0.8446 0.04224 0.03520 0.0216 0.0492 1.0000
9.000 0.8468 0.04617 0.03962 0.0239 0.0490 1.0000
9.250 0.8434 0.05028 0.04417 0.0261 0.0487 1.0000
9.500 0.8343 0.05443 0.04871 0.0282 0.0484 1.0000
9.750 0.8228 0.05874 0.05328 0.0297 0.0489 1.0000
10.000 0.8055 0.06281 0.05753 0.0312 0.0492 1.0000
10.250 0.7808 0.06672 0.06160 0.0318 0.0490 1.0000
10.500 0.7653 0.07173 0.06666 0.0304 0.0499 1.0000
10.750 0.7565 0.07755 0.07247 0.0289 0.0508 1.0000
11.000 0.6827 0.09816 0.09323 0.0099 0.0620 1.0000
11.250 0.6297 0.12131 0.11619 -0.0061 0.1194 1.0000
11.500 0.6512 0.12528 0.12027 -0.0032 0.1165 1.0000
11.750 0.6529 0.13079 0.12573 -0.0045 0.1154 1.0000
12.000 0.6265 0.13490 0.12967 -0.0115 0.1115 1.0000
12.250 0.6282 0.13894 0.13369 -0.0130 0.1073 1.0000
12.500 0.6394 0.14266 0.13748 -0.0127 0.1045 1.0000
12.750 0.6595 0.14849 0.14333 -0.0104 0.1021 1.0000
13.000 0.6381 0.15167 0.14641 -0.0168 0.1000 1.0000
13.250 0.6366 0.15515 0.14987 -0.0192 0.0957 1.0000
13.500 0.6739 0.16087 0.15567 -0.0135 0.0892 1.0000
13.750 0.6607 0.16416 0.15888 -0.0187 0.0885 1.0000
14.000 0.6491 0.16675 0.16141 -0.0233 0.0855 1.0000
14.250 0.6535 0.17014 0.16478 -0.0249 0.0813 1.0000
14.500 0.6643 0.17383 0.16848 -0.0251 0.0785 1.0000
14.750 0.6950 0.18197 0.17667 -0.0213 0.0762 1.0000
15.000 0.6881 0.18461 0.17926 -0.0257 0.0758 1.0000
15.250 0.6767 0.18570 0.18027 -0.0306 0.0742 1.0000
15.500 0.6793 0.18889 0.18344 -0.0332 0.0711 1.0000
15.750 0.6860 0.19235 0.18690 -0.0347 0.0682 1.0000
16.000 0.6951 0.19591 0.19046 -0.0355 0.0661 1.0000
16.250 0.7159 0.20212 0.19672 -0.0339 0.0640 1.0000
16.500 0.7288 0.20924 0.20382 -0.0344 0.0633 1.0000
16.750 0.7236 0.20998 0.20451 -0.0383 0.0629 1.0000
17.000 0.7214 0.21102 0.20551 -0.0423 0.0619 1.0000
17.250 0.7253 0.21381 0.20828 -0.0451 0.0591 1.0000
17.500 0.7324 0.21712 0.21158 -0.0470 0.0570 1.0000
17.750 0.7405 0.22043 0.21489 -0.0485 0.0549 1.0000
18.000 0.7497 0.22387 0.21834 -0.0496 0.0532 1.0000
18.250 0.5612 0.20139 0.19668 -0.0381 0.0578 1.0000
18.500 0.5662 0.20433 0.19963 -0.0395 0.0557 1.0000
18.750 0.5723 0.20738 0.20270 -0.0407 0.0538 1.0000
19.000 0.5806 0.21099 0.20633 -0.0414 0.0523 1.0000
19.250 0.6030 0.22172 0.21711 -0.0403 0.0507 1.0000
19.500 0.5972 0.22123 0.21661 -0.0431 0.0505 1.0000
19.750 0.5955 0.22206 0.21745 -0.0457 0.0501 1.0000
20.000 0.5952 0.22335 0.21875 -0.0483 0.0490 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns)