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

DAE-11 AIRFOIL (dae11-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 31.26 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae11-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-dae11-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: DAE-11 AIRFOIL                                  
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.0482   0.13919   0.13460  -0.0796   0.8944   0.0544
 -13.250  -0.0518   0.13917   0.13458  -0.0821   0.8919   0.0546
 -13.000  -0.0566   0.13892   0.13434  -0.0844   0.8895   0.0548
 -12.750  -0.0215   0.12934   0.12472  -0.0831   0.8855   0.0565
 -12.500  -0.0125   0.12656   0.12192  -0.0837   0.8830   0.0579
 -12.250  -0.0049   0.12405   0.11940  -0.0848   0.8806   0.0597
 -12.000   0.0024   0.12157   0.11692  -0.0866   0.8778   0.0618
 -11.750  -0.0652   0.12671   0.12174  -0.0859   0.8932   0.0583
 -11.500  -0.0559   0.12410   0.11912  -0.0873   0.8894   0.0606
 -11.250  -0.0485   0.12181   0.11682  -0.0891   0.8860   0.0628
 -11.000  -0.0487   0.12114   0.11616  -0.0918   0.8828   0.0649
 -10.750  -0.0549   0.12155   0.11662  -0.0957   0.8792   0.0655
 -10.500  -0.0434   0.11693   0.11201  -0.0967   0.8759   0.0664
 -10.250  -0.0207   0.11176   0.10681  -0.0955   0.8728   0.0683
 -10.000  -0.0103   0.10915   0.10418  -0.0962   0.8696   0.0703
  -9.750  -0.0027   0.10690   0.10192  -0.0971   0.8669   0.0726
  -9.500   0.0039   0.10486   0.09990  -0.0990   0.8639   0.0750
  -9.250   0.0009   0.10439   0.09948  -0.1026   0.8599   0.0775
  -9.000  -0.0076   0.10463   0.09978  -0.1066   0.8556   0.0782
  -8.750   0.0006   0.10080   0.09597  -0.1072   0.8528   0.0790
  -8.500   0.0266   0.09583   0.09094  -0.1044   0.8511   0.0817
  -8.250   0.0373   0.09361   0.08874  -0.1053   0.8481   0.0843
  -8.000   0.0430   0.09180   0.08696  -0.1068   0.8443   0.0876
  -7.750   0.0407   0.09087   0.08607  -0.1091   0.8402   0.0907
  -7.500   0.0215   0.09177   0.08705  -0.1121   0.8360   0.0921
  -7.250   0.0089   0.09209   0.08743  -0.1181   0.8311   0.0925
  -7.000   0.0510   0.08504   0.08035  -0.1101   0.8303   0.0971
  -6.750   0.0513   0.08400   0.07935  -0.1095   0.8261   0.1005
  -6.500   0.0457   0.08329   0.07867  -0.1100   0.8224   0.1040
  -6.250   0.0287   0.08394   0.07932  -0.1177   0.8176   0.1071
  -6.000   0.0036   0.08517   0.08054  -0.1196   0.8108   0.1076
  -5.750   0.0152   0.08119   0.07673  -0.1107   0.8090   0.1100
  -5.500   0.0248   0.07946   0.07500  -0.1083   0.8063   0.1138
  -5.250   0.0327   0.07787   0.07331  -0.1150   0.8029   0.1221
  -5.000  -0.0234   0.08077   0.07644  -0.0993   0.7967   0.1151
  -4.750  -0.0426   0.08071   0.07643  -0.0955   0.7927   0.1167
  -4.500  -0.0255   0.07721   0.07275  -0.1047   0.7895   0.1251
  -4.250   0.0159   0.07373   0.06924  -0.1067   0.7876   0.1336
  -4.000  -0.0548   0.07670   0.07236  -0.0950   0.7836   0.1274
  -3.750  -0.0636   0.07622   0.07191  -0.0918   0.7810   0.1297
  -3.500  -0.0494   0.07401   0.06947  -0.0978   0.7798   0.1412
  -3.250  -0.0455   0.07262   0.06816  -0.0948   0.7774   0.1441
  -3.000   0.0150   0.06839   0.06375  -0.1022   0.7720   0.1632
  -2.750   0.0151   0.06768   0.06290  -0.1027   0.7695   0.1753
  -2.500   0.0136   0.06719   0.06247  -0.0999   0.7685   0.1791
  -2.250   0.0238   0.06623   0.06141  -0.1005   0.7666   0.1937
  -2.000   0.0363   0.06555   0.06069  -0.1006   0.7667   0.2106
  -1.750   0.1781   0.05248   0.04520  -0.1194   0.7540   0.0909
  -1.500   0.1829   0.05208   0.04467  -0.1178   0.7515   0.0881
  -1.250   0.2004   0.05125   0.04348  -0.1172   0.7480   0.0842
  -1.000   0.2359   0.05012   0.04189  -0.1181   0.7432   0.0839
  -0.750   0.2728   0.04946   0.04090  -0.1189   0.7371   0.0879
  -0.500   0.2771   0.04995   0.04124  -0.1168   0.7330   0.0890
  -0.250   0.3019   0.04988   0.04094  -0.1164   0.7284   0.0915
   0.250   0.3463   0.05004   0.04100  -0.1154   0.7173   0.1073
   0.500   0.3732   0.04986   0.04094  -0.1155   0.7116   0.1247
   0.750   0.4455   0.04613   0.03981  -0.1195   0.7073   1.0000
   1.000   0.3324   0.05592   0.04712  -0.1109   0.7472   0.1246
   1.250   0.4548   0.04866   0.04192  -0.1157   0.6944   1.0000
   1.500   0.4763   0.04956   0.04259  -0.1152   0.6875   1.0000
   1.750   0.4871   0.05079   0.04367  -0.1141   0.6813   1.0000
   2.000   0.5309   0.05103   0.04365  -0.1154   0.6767   1.0000
   2.250   0.5285   0.05263   0.04518  -0.1131   0.6678   1.0000
   2.500   0.5590   0.05323   0.04562  -0.1134   0.6627   1.0000
   2.750   0.6090   0.05329   0.04547  -0.1151   0.6594   1.0000
   3.000   0.5939   0.05527   0.04745  -0.1120   0.6486   1.0000
   3.250   0.6378   0.05536   0.04738  -0.1132   0.6450   1.0000
   3.500   0.6304   0.05733   0.04934  -0.1109   0.6348   1.0000
   3.750   0.6687   0.05750   0.04939  -0.1115   0.6306   1.0000
   4.000   0.6687   0.05934   0.05122  -0.1098   0.6212   1.0000
   4.250   0.7015   0.05965   0.05144  -0.1101   0.6163   1.0000
   4.500   0.7449   0.05955   0.05126  -0.1110   0.6135   1.0000
   4.750   0.7354   0.06182   0.05354  -0.1088   0.6022   1.0000
   5.000   0.7788   0.06152   0.05318  -0.1095   0.5994   1.0000
   5.250   0.7711   0.06388   0.05556  -0.1076   0.5880   1.0000
   5.500   0.8117   0.06361   0.05524  -0.1081   0.5850   1.0000
   5.750   0.8070   0.06595   0.05760  -0.1065   0.5739   1.0000
   6.000   0.8456   0.06566   0.05730  -0.1068   0.5707   1.0000
   6.250   0.8427   0.06802   0.05968  -0.1054   0.5598   1.0000
   6.500   0.8802   0.06766   0.05931  -0.1055   0.5564   1.0000
   6.750   0.8782   0.07009   0.06178  -0.1043   0.5455   1.0000
   7.000   0.9149   0.06963   0.06134  -0.1043   0.5420   1.0000
   7.250   0.9138   0.07210   0.06385  -0.1031   0.5311   1.0000
   7.500   0.9497   0.07155   0.06331  -0.1030   0.5274   1.0000
   7.750   0.9918   0.07043   0.06224  -0.1030   0.5253   1.0000
   8.000   0.9846   0.07341   0.06527  -0.1017   0.5128   1.0000
   8.250   0.9844   0.07598   0.06789  -0.1007   0.5018   1.0000
   8.500   1.0202   0.07509   0.06705  -0.1004   0.4981   1.0000
   8.750   1.0628   0.07349   0.06553  -0.1001   0.4961   1.0000
   9.000   1.0554   0.07673   0.06883  -0.0990   0.4832   1.0000
   9.250   1.0986   0.07481   0.06698  -0.0986   0.4813   1.0000
   9.500   1.0915   0.07816   0.07039  -0.0976   0.4684   1.0000
   9.750   1.0901   0.08104   0.07334  -0.0968   0.4568   1.0000
  10.000   1.1283   0.07929   0.07171  -0.0960   0.4535   1.0000
  10.250   1.1730   0.07663   0.06915  -0.0953   0.4517   1.0000
  10.500   1.1661   0.08011   0.07270  -0.0944   0.4386   1.0000
  10.750   1.1958   0.07909   0.07181  -0.0935   0.4336   1.0000
  11.000   1.2599   0.07330   0.06617  -0.0924   0.4356   1.0000
  11.250   1.2317   0.07968   0.07260  -0.0916   0.4178   1.0000
  11.500   1.2954   0.07336   0.06647  -0.0902   0.4194   1.0000
  11.750   1.3578   0.06722   0.06050  -0.0889   0.4196   1.0000
  12.000   1.4371   0.05928   0.05278  -0.0882   0.4193   1.0000
  12.250   1.4633   0.05807   0.05171  -0.0871   0.4090   1.0000
  12.500   1.5039   0.05526   0.04901  -0.0861   0.3988   1.0000
  12.750   1.5623   0.05067   0.04449  -0.0857   0.3863   1.0000
  13.000   1.5802   0.05055   0.04441  -0.0844   0.3706   1.0000
  13.250   1.5900   0.05134   0.04521  -0.0829   0.3541   1.0000
  13.500   1.5955   0.05258   0.04645  -0.0814   0.3373   1.0000
  13.750   1.5989   0.05409   0.04795  -0.0799   0.3203   1.0000
  14.000   1.6016   0.05577   0.04959  -0.0784   0.3031   1.0000
  14.250   1.6038   0.05756   0.05130  -0.0770   0.2856   1.0000
  14.500   1.5958   0.06065   0.05441  -0.0758   0.2692   1.0000
  14.750   1.5882   0.06385   0.05760  -0.0747   0.2527   1.0000
  15.000   1.5807   0.06718   0.06093  -0.0739   0.2361   1.0000
  15.250   1.5733   0.07063   0.06434  -0.0731   0.2199   1.0000
  15.500   1.5657   0.07422   0.06790  -0.0726   0.2040   1.0000
  15.750   1.5581   0.07795   0.07157  -0.0722   0.1886   1.0000
  16.000   1.5508   0.08174   0.07530  -0.0719   0.1738   1.0000
  16.250   1.5434   0.08568   0.07918  -0.0718   0.1598   1.0000
  16.500   1.5365   0.08966   0.08314  -0.0718   0.1467   1.0000
  16.750   1.5306   0.09359   0.08705  -0.0719   0.1346   1.0000
  17.000   1.5257   0.09744   0.09088  -0.0721   0.1235   1.0000
  17.250   1.5234   0.10093   0.09432  -0.0722   0.1134   1.0000
  17.500   1.5248   0.10380   0.09707  -0.0722   0.1038   1.0000
  17.750   1.5197   0.10800   0.10142  -0.0730   0.0965   1.0000
  18.000   1.5210   0.11106   0.10450  -0.0731   0.0893   1.0000
  18.250   1.5257   0.11352   0.10687  -0.0733   0.0824   1.0000
  18.500   1.5228   0.11751   0.11108  -0.0740   0.0776   1.0000
  18.750   1.5278   0.12001   0.11356  -0.0743   0.0722   1.0000
  19.000   1.5289   0.12333   0.11703  -0.0749   0.0682   1.0000
  19.250   1.5238   0.12778   0.12170  -0.0763   0.0650   1.0000
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)