Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 46.02 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-arad6-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-arad6-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: ARA-D 6% 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.000  -0.3508   0.11141   0.10447  -0.0243   1.0000   0.1281
  -7.750  -0.3614   0.11102   0.10421  -0.0236   1.0000   0.1307
  -7.500  -0.3724   0.11154   0.10489  -0.0255   1.0000   0.1319
  -7.250  -0.3620   0.10571   0.09909  -0.0226   1.0000   0.1348
  -7.000  -0.3569   0.10246   0.09589  -0.0210   1.0000   0.1390
  -6.750  -0.3577   0.10058   0.09409  -0.0212   1.0000   0.1433
  -6.500  -0.3607   0.10075   0.09435  -0.0262   1.0000   0.1466
  -6.250  -0.3560   0.09614   0.08981  -0.0234   1.0000   0.1490
  -6.000  -0.3508   0.09280   0.08652  -0.0212   1.0000   0.1537
  -5.750  -0.3446   0.09138   0.08513  -0.0254   1.0000   0.1604
  -5.500  -0.3384   0.08796   0.08177  -0.0257   1.0000   0.1636
  -5.250  -0.3324   0.08476   0.07861  -0.0237   1.0000   0.1694
  -5.000  -0.3163   0.08247   0.07631  -0.0301   1.0000   0.1773
  -4.750  -0.3113   0.07897   0.07285  -0.0268   1.0000   0.1829
  -4.500  -0.2927   0.07615   0.07001  -0.0317   1.0000   0.1927
  -4.000  -0.2557   0.07047   0.06428  -0.0375   1.0000   0.2204
  -3.750  -0.2405   0.06733   0.06115  -0.0381   1.0000   0.2354
  -3.500  -0.2254   0.06420   0.05803  -0.0383   1.0000   0.2510
  -3.250  -0.2089   0.06121   0.05506  -0.0385   1.0000   0.2684
  -3.000  -0.1858   0.05839   0.05219  -0.0410   1.0000   0.2950
  -2.750  -0.1675   0.05560   0.04941  -0.0414   1.0000   0.3248
  -2.250  -0.1402   0.05035   0.04428  -0.0380   1.0000   0.4140
  -1.500   0.1027   0.03832   0.02981  -0.0839   1.0000   0.1708
  -1.250   0.1442   0.03600   0.02700  -0.0873   1.0000   0.1688
  -1.000   0.1838   0.03405   0.02452  -0.0900   1.0000   0.1708
  -0.750   0.2187   0.03274   0.02279  -0.0918   1.0000   0.1882
  -0.500   0.2511   0.03166   0.02147  -0.0931   1.0000   0.2125
  -0.250   0.2831   0.03084   0.02041  -0.0943   1.0000   0.2412
   0.000   0.3134   0.03031   0.01959  -0.0950   1.0000   0.2709
   0.250   0.3429   0.02994   0.01911  -0.0955   1.0000   0.3111
   0.500   0.3731   0.02959   0.01883  -0.0964   1.0000   0.3675
   0.750   0.4147   0.02773   0.01857  -0.0988   1.0000   0.6691
   1.000   0.4206   0.02831   0.01873  -0.0956   1.0000   1.0000
   1.250   0.4423   0.02922   0.01925  -0.0955   1.0000   1.0000
   1.500   0.4628   0.03019   0.01998  -0.0954   1.0000   1.0000
   1.750   0.4826   0.03122   0.02086  -0.0953   1.0000   1.0000
   2.000   0.5019   0.03232   0.02184  -0.0953   1.0000   1.0000
   2.250   0.5207   0.03348   0.02293  -0.0953   1.0000   1.0000
   2.500   0.5390   0.03472   0.02414  -0.0954   1.0000   1.0000
   2.750   0.5566   0.03605   0.02543  -0.0954   1.0000   1.0000
   3.000   0.6146   0.03720   0.02657  -0.1028   0.9788   1.0000
   3.250   0.6776   0.03797   0.02738  -0.1102   0.9525   1.0000
   3.500   0.7415   0.03827   0.02776  -0.1168   0.9271   1.0000
   3.750   0.7911   0.03832   0.02793  -0.1205   0.9016   1.0000
   4.000   0.8375   0.03812   0.02793  -0.1231   0.8762   1.0000
   4.250   0.8886   0.03742   0.02743  -0.1257   0.8510   1.0000
   4.500   0.9488   0.03576   0.02609  -0.1286   0.8261   1.0000
   4.750   1.0093   0.03328   0.02393  -0.1302   0.7993   1.0000
   5.000   1.0540   0.03101   0.02194  -0.1289   0.7658   1.0000
   5.250   1.1018   0.02805   0.01928  -0.1267   0.7231   1.0000
   5.500   1.1392   0.02573   0.01695  -0.1228   0.6549   1.0000
   5.750   1.1633   0.02528   0.01599  -0.1182   0.5552   1.0000
   6.000   1.1828   0.02633   0.01635  -0.1149   0.4705   1.0000
   6.250   1.2038   0.02783   0.01740  -0.1129   0.4128   1.0000
   6.500   1.2269   0.02945   0.01871  -0.1115   0.3701   1.0000
   6.750   1.2515   0.03116   0.02015  -0.1106   0.3355   1.0000
   7.000   1.2763   0.03302   0.02186  -0.1098   0.3065   1.0000
   7.250   1.2994   0.03498   0.02391  -0.1088   0.2810   1.0000
   7.500   1.3239   0.03716   0.02605  -0.1081   0.2593   1.0000
   7.750   1.3447   0.03935   0.02843  -0.1068   0.2394   1.0000
   8.000   1.3666   0.04181   0.03105  -0.1057   0.2229   1.0000
   8.250   1.3865   0.04420   0.03358  -0.1044   0.2068   1.0000
   8.500   1.4038   0.04718   0.03698  -0.1027   0.1947   1.0000
   8.750   1.4184   0.05017   0.04031  -0.1007   0.1831   1.0000
   9.000   1.4336   0.05320   0.04357  -0.0990   0.1724   1.0000
   9.250   1.4422   0.05688   0.04776  -0.0963   0.1652   1.0000
   9.500   1.4490   0.06066   0.05190  -0.0938   0.1577   1.0000
   9.750   1.4546   0.06399   0.05556  -0.0912   0.1498   1.0000
  10.000   1.4566   0.06872   0.06062  -0.0885   0.1456   1.0000
  10.250   1.4393   0.07379   0.06628  -0.0843   0.1442   1.0000
  10.500   1.4183   0.07893   0.07185  -0.0804   0.1434   1.0000
  10.750   1.3934   0.08414   0.07739  -0.0768   0.1435   1.0000
  11.000   1.3652   0.08923   0.08269  -0.0734   0.1443   1.0000
  11.250   1.3373   0.09479   0.08840  -0.0711   0.1454   1.0000
  11.500   1.3118   0.10107   0.09479  -0.0705   0.1463   1.0000
  11.750   1.2893   0.10801   0.10181  -0.0711   0.1471   1.0000
<< Back to ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to ARA-D 6% AIRFOIL (arad6-il)