Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.39 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-prandtl-d-tip-ns-50000.txt Download as CSV file: xf-prandtl-d-tip-ns-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-20.000 -0.8287 0.25650 0.24887 0.0711 1.0000 0.0896
-19.750 -0.8275 0.25743 0.24985 0.0676 1.0000 0.0906
-19.500 -0.8219 0.25465 0.24712 0.0652 1.0000 0.0914
-19.250 -0.8042 0.24569 0.23810 0.0658 1.0000 0.0940
-19.000 -0.7946 0.24205 0.23446 0.0645 1.0000 0.0971
-18.750 -0.7875 0.23928 0.23169 0.0625 1.0000 0.1007
-18.500 -0.7843 0.23835 0.23079 0.0596 1.0000 0.1031
-18.250 -0.7869 0.23997 0.23246 0.0559 1.0000 0.1040
-18.000 -0.7676 0.23027 0.22275 0.0564 1.0000 0.1064
-17.750 -0.7565 0.22602 0.21848 0.0555 1.0000 0.1101
-17.500 -0.7501 0.22339 0.21579 0.0536 1.0000 0.1145
-17.250 -0.7519 0.22371 0.21616 0.0501 1.0000 0.1170
-17.000 -0.7381 0.21714 0.20959 0.0496 1.0000 0.1199
-16.750 -0.7268 0.21305 0.20549 0.0489 1.0000 0.1250
-16.500 -0.7255 0.21176 0.20423 0.0462 1.0000 0.1297
-16.250 -0.7342 0.21347 0.20602 0.0424 1.0000 0.1309
-16.000 -0.7064 0.20303 0.19552 0.0440 1.0000 0.1360
-15.750 -0.7004 0.20007 0.19258 0.0424 1.0000 0.1412
-15.500 -0.7071 0.20040 0.19297 0.0389 1.0000 0.1441
-15.250 -0.6891 0.19308 0.18564 0.0390 1.0000 0.1475
-15.000 -0.6795 0.18926 0.18180 0.0382 1.0000 0.1528
-14.750 -0.6843 0.18840 0.18100 0.0353 1.0000 0.1573
-14.500 -0.6732 0.18295 0.17557 0.0345 1.0000 0.1603
-14.250 -0.6621 0.17879 0.17140 0.0340 1.0000 0.1672
-14.000 -0.6722 0.17842 0.17109 0.0309 1.0000 0.1712
-13.750 -0.6504 0.17162 0.16426 0.0317 1.0000 0.1799
-13.500 -0.6615 0.17102 0.16373 0.0288 1.0000 0.1848
-13.250 -0.6400 0.16443 0.15711 0.0295 1.0000 0.1935
-13.000 -0.6542 0.16383 0.15660 0.0266 1.0000 0.1986
-12.750 -0.6311 0.15695 0.14966 0.0273 1.0000 0.2048
-12.500 -0.6383 0.15500 0.14777 0.0253 1.0000 0.2117
-12.250 -0.6248 0.14950 0.14226 0.0251 1.0000 0.2170
-12.000 -0.6279 0.14683 0.13955 0.0237 1.0000 0.2249
-11.750 -0.6150 0.14190 0.13462 0.0238 1.0000 0.2343
-11.500 -0.6323 0.14038 0.13319 0.0212 1.0000 0.2399
-11.250 -0.6228 0.13612 0.12892 0.0214 1.0000 0.2533
-11.000 -0.6062 0.13090 0.12367 0.0219 1.0000 0.2641
-10.750 -0.6095 0.12717 0.11999 0.0207 1.0000 0.2700
-10.500 -0.6058 0.12342 0.11625 0.0202 1.0000 0.2795
-10.250 -0.6051 0.11913 0.11198 0.0193 1.0000 0.2839
-10.000 -0.5981 0.11484 0.10768 0.0189 1.0000 0.2912
-9.750 -0.5942 0.11112 0.10397 0.0189 1.0000 0.3045
-9.500 -0.7505 0.07855 0.07192 -0.0195 1.0000 0.1167
-9.250 -0.7599 0.07350 0.06685 -0.0197 1.0000 0.1153
-9.000 -0.7740 0.06816 0.06141 -0.0201 1.0000 0.1137
-8.750 -0.7883 0.06285 0.05589 -0.0199 1.0000 0.1123
-8.500 -0.7987 0.05780 0.05052 -0.0191 1.0000 0.1121
-8.250 -0.8052 0.05313 0.04540 -0.0177 1.0000 0.1143
-8.000 -0.8093 0.04872 0.04029 -0.0156 1.0000 0.1170
-7.750 -0.7932 0.04575 0.03737 -0.0144 1.0000 0.1255
-7.500 -0.7868 0.04156 0.03247 -0.0121 1.0000 0.1296
-7.250 -0.7701 0.03850 0.02928 -0.0106 1.0000 0.1390
-7.000 -0.7558 0.03625 0.02673 -0.0086 1.0000 0.1557
-6.750 -0.7390 0.03356 0.02367 -0.0067 1.0000 0.1714
-6.500 -0.7193 0.03164 0.02179 -0.0051 1.0000 0.1943
-6.250 -0.7013 0.02988 0.02001 -0.0032 1.0000 0.2225
-6.000 -0.6832 0.02821 0.01828 -0.0012 1.0000 0.2548
-5.750 -0.6643 0.02688 0.01714 0.0008 1.0000 0.2911
-5.500 -0.6459 0.02569 0.01609 0.0030 1.0000 0.3305
-5.250 -0.6274 0.02461 0.01514 0.0053 1.0000 0.3718
-5.000 -0.6086 0.02364 0.01431 0.0076 1.0000 0.4141
-4.750 -0.5899 0.02278 0.01358 0.0100 1.0000 0.4582
-4.500 -0.5714 0.02203 0.01296 0.0126 1.0000 0.5042
-4.250 -0.5520 0.02141 0.01245 0.0154 1.0000 0.5503
-4.000 -0.5332 0.02083 0.01199 0.0182 1.0000 0.5989
-3.750 -0.5130 0.02039 0.01170 0.0213 1.0000 0.6472
-3.500 -0.4932 0.02002 0.01141 0.0244 1.0000 0.6981
-3.250 -0.4695 0.01987 0.01134 0.0275 1.0000 0.7483
-3.000 -0.4396 0.01993 0.01133 0.0297 1.0000 0.7995
-2.750 -0.3928 0.02029 0.01153 0.0289 1.0000 0.8514
-2.500 -0.2977 0.02106 0.01186 0.0190 1.0000 0.8999
-2.250 -0.1909 0.02109 0.01139 0.0048 1.0000 0.9428
-2.000 -0.0934 0.02030 0.01025 -0.0095 1.0000 0.9821
-1.750 -0.0395 0.01925 0.00905 -0.0169 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0315 0.01863 0.00842 -0.0156 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0239 0.01812 0.00791 -0.0140 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0172 0.01770 0.00750 -0.0118 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0116 0.01737 0.00719 -0.0093 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0068 0.01714 0.00697 -0.0065 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0025 0.01700 0.00684 -0.0035 1.0000 1.0000
0.000 0.0012 0.01695 0.00680 -0.0003 1.0000 1.0000
0.250 0.0049 0.01700 0.00684 0.0030 1.0000 1.0000
0.500 0.0088 0.01714 0.00697 0.0061 1.0000 1.0000
0.750 0.0134 0.01738 0.00718 0.0090 1.0000 1.0000
1.000 0.0183 0.01770 0.00750 0.0117 1.0000 1.0000
1.250 0.0239 0.01811 0.00790 0.0140 1.0000 1.0000
1.500 0.0302 0.01862 0.00840 0.0160 1.0000 1.0000
1.750 0.0372 0.01923 0.00902 0.0176 1.0000 1.0000
2.000 0.0881 0.02026 0.01019 0.0106 0.9841 1.0000
2.250 0.1924 0.02110 0.01140 -0.0050 0.9452 1.0000
2.500 0.3018 0.02102 0.01184 -0.0197 0.9014 1.0000
2.750 0.3831 0.02041 0.01162 -0.0274 0.8527 1.0000
3.000 0.4287 0.02002 0.01138 -0.0279 0.8035 1.0000
3.250 0.4552 0.01995 0.01138 -0.0251 0.7547 1.0000
3.500 0.4767 0.02007 0.01146 -0.0217 0.7063 1.0000
3.750 0.4964 0.02036 0.01166 -0.0183 0.6576 1.0000
4.000 0.5159 0.02076 0.01193 -0.0151 0.6101 1.0000
4.250 0.5347 0.02128 0.01234 -0.0122 0.5622 1.0000
4.500 0.5542 0.02186 0.01275 -0.0094 0.5165 1.0000
4.750 0.5732 0.02258 0.01332 -0.0068 0.4710 1.0000
5.000 0.5922 0.02339 0.01408 -0.0044 0.4266 1.0000
5.250 0.6113 0.02432 0.01488 -0.0021 0.3838 1.0000
5.500 0.6302 0.02534 0.01577 0.0001 0.3422 1.0000
5.750 0.6489 0.02650 0.01680 0.0022 0.3024 1.0000
6.000 0.6685 0.02782 0.01790 0.0041 0.2660 1.0000
6.250 0.6857 0.02923 0.01937 0.0062 0.2301 1.0000
6.500 0.7051 0.03120 0.02138 0.0080 0.2030 1.0000
6.750 0.7224 0.03286 0.02306 0.0099 0.1765 1.0000
7.000 0.7415 0.03534 0.02568 0.0115 0.1594 1.0000
7.250 0.7589 0.03785 0.02845 0.0132 0.1447 1.0000
7.500 0.7749 0.04014 0.03083 0.0148 0.1301 1.0000
7.750 0.7830 0.04427 0.03567 0.0169 0.1253 1.0000
8.000 0.7883 0.04860 0.04055 0.0188 0.1221 1.0000
8.250 0.8041 0.05176 0.04362 0.0200 0.1152 1.0000
8.500 0.7972 0.05648 0.04896 0.0216 0.1137 1.0000
8.750 0.7870 0.06145 0.05432 0.0226 0.1128 1.0000
9.000 0.7752 0.06653 0.05964 0.0230 0.1132 1.0000
9.250 0.7612 0.07173 0.06498 0.0229 0.1139 1.0000
9.500 0.7488 0.07691 0.07022 0.0224 0.1148 1.0000
9.750 0.6058 0.11159 0.10446 -0.0154 0.3070 1.0000
10.000 0.5874 0.11405 0.10681 -0.0171 0.3003 1.0000
10.250 0.5960 0.11774 0.11051 -0.0165 0.2831 1.0000
10.500 0.6044 0.12268 0.11545 -0.0169 0.2785 1.0000
10.750 0.6002 0.12576 0.11849 -0.0178 0.2691 1.0000
11.000 0.6040 0.13019 0.12291 -0.0185 0.2638 1.0000
11.250 0.6082 0.13386 0.12657 -0.0189 0.2544 1.0000
11.500 0.6056 0.13750 0.13016 -0.0202 0.2484 1.0000
11.750 0.6195 0.14235 0.13503 -0.0198 0.2373 1.0000
12.000 0.6318 0.14697 0.13966 -0.0194 0.2242 1.0000
12.250 0.6154 0.14828 0.14088 -0.0220 0.2182 1.0000
12.500 0.6410 0.15506 0.14771 -0.0210 0.2106 1.0000
12.750 0.6235 0.15582 0.14838 -0.0239 0.2053 1.0000
13.000 0.6545 0.16387 0.15658 -0.0223 0.1971 1.0000
13.250 0.6353 0.16379 0.15639 -0.0256 0.1943 1.0000
13.500 0.6395 0.16702 0.15961 -0.0267 0.1872 1.0000
13.750 0.6499 0.17207 0.16465 -0.0272 0.1821 1.0000
14.000 0.6485 0.17412 0.16667 -0.0290 0.1744 1.0000
14.250 0.6619 0.17951 0.17205 -0.0292 0.1687 1.0000
14.500 0.6587 0.18100 0.17349 -0.0315 0.1625 1.0000
14.750 0.6849 0.18941 0.18196 -0.0303 0.1561 1.0000
15.000 0.6732 0.18880 0.18127 -0.0338 0.1536 1.0000
15.250 0.6772 0.19156 0.18400 -0.0354 0.1479 1.0000
15.500 0.7070 0.20179 0.19430 -0.0338 0.1426 1.0000
15.750 0.6952 0.20023 0.19264 -0.0375 0.1412 1.0000
16.000 0.6962 0.20196 0.19434 -0.0399 0.1367 1.0000
16.250 0.7064 0.20594 0.19833 -0.0408 0.1320 1.0000
16.500 0.7259 0.21424 0.20665 -0.0404 0.1289 1.0000
16.750 0.7203 0.21332 0.20567 -0.0440 0.1272 1.0000
17.000 0.7241 0.21539 0.20772 -0.0462 0.1229 1.0000
17.250 0.7359 0.21980 0.21214 -0.0468 0.1178 1.0000
17.500 0.7494 0.22645 0.21878 -0.0473 0.1153 1.0000
17.750 0.7475 0.22597 0.21825 -0.0508 0.1129 1.0000
18.000 0.7537 0.22849 0.22077 -0.0527 0.1083 1.0000
18.250 0.7669 0.23366 0.22602 -0.0530 0.1038 1.0000
18.500 0.7815 0.24136 0.23373 -0.0534 0.1021 1.0000
18.750 0.7802 0.24021 0.23253 -0.0570 0.1011 1.0000
19.000 0.7843 0.24164 0.23393 -0.0597 0.0981 1.0000
19.250 0.7919 0.24460 0.23689 -0.0616 0.0948 1.0000
19.500 0.8016 0.24836 0.24066 -0.0628 0.0920 1.0000
19.750 0.8254 0.26214 0.25448 -0.0611 0.0892 1.0000
20.000 0.8235 0.25962 0.25192 -0.0648 0.0888 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Prandtl-D tip - NASA Preliminary Research Aerodynamic Design To Lower Drag (prandtl-d-tip-ns)