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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.39 at α=7°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae11-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-dae11-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3113   0.14249   0.13712  -0.0320   0.9845   0.1373
  -8.500  -0.3320   0.14335   0.13807  -0.0308   0.9850   0.1387
  -8.250  -0.3553   0.14422   0.13903  -0.0288   0.9862   0.1392
  -8.000  -0.3200   0.13641   0.13117  -0.0293   0.9831   0.1451
  -7.750  -0.3256   0.13500   0.12980  -0.0276   0.9837   0.1489
  -7.500  -0.3480   0.13477   0.12966  -0.0229   0.9876   0.1507
  -7.250  -0.3724   0.13472   0.12970  -0.0180   0.9934   0.1520
  -7.000  -0.4022   0.13473   0.12983  -0.0116   1.0000   0.1526
  -6.750  -0.4224   0.13467   0.12983  -0.0106   1.0000   0.1545
  -6.500  -0.4469   0.13488   0.13012  -0.0091   1.0000   0.1553
  -6.250  -0.4695   0.13505   0.13036  -0.0112   1.0000   0.1560
  -6.000  -0.4341   0.12745   0.12275  -0.0058   1.0000   0.1647
  -5.750  -0.4488   0.12631   0.12165  -0.0045   1.0000   0.1687
  -5.500  -0.4674   0.12586   0.12126  -0.0070   1.0000   0.1718
  -5.250  -0.4698   0.12257   0.11802  -0.0067   1.0000   0.1744
  -5.000  -0.4631   0.11932   0.11478  -0.0029   1.0000   0.1803
  -4.750  -0.4693   0.11761   0.11308  -0.0055   1.0000   0.1874
  -4.500  -0.4707   0.11462   0.11012  -0.0077   1.0000   0.1914
  -4.250  -0.4668   0.11168   0.10721  -0.0041   1.0000   0.1972
  -4.000  -0.4629   0.10931   0.10481  -0.0121   1.0000   0.2074
  -3.750  -0.4610   0.10613   0.10168  -0.0066   1.0000   0.2122
  -3.500  -0.4516   0.10336   0.09887  -0.0125   1.0000   0.2249
  -3.250  -0.4402   0.10112   0.09658  -0.0155   1.0000   0.2398
  -3.000  -0.4392   0.09761   0.09315  -0.0109   1.0000   0.2450
  -2.750  -0.4277   0.09488   0.09039  -0.0134   1.0000   0.2604
  -2.500  -0.4168   0.09222   0.08771  -0.0145   1.0000   0.2773
  -2.250  -0.4073   0.08968   0.08518  -0.0142   1.0000   0.2951
  -2.000  -0.3993   0.08734   0.08286  -0.0129   1.0000   0.3151
  -1.750  -0.3878   0.08510   0.08062  -0.0133   1.0000   0.3456
  -1.000  -0.3717   0.07887   0.07451  -0.0046   1.0000   0.4480
   0.000  -0.1668   0.06816   0.06281  -0.0497   0.9939   0.3968
   0.250  -0.1965   0.06799   0.06312  -0.0325   0.9873   0.5151
   0.500  -0.2468   0.06682   0.06238  -0.0083   0.9822   0.6359
   0.750   0.0785   0.06028   0.05079  -0.0896   0.9744   0.1487
   1.000   0.1134   0.06073   0.05078  -0.0916   0.9656   0.1528
   1.250   0.1532   0.06191   0.05173  -0.0945   0.9586   0.1656
   1.500   0.1846   0.06250   0.05209  -0.0960   0.9469   0.1809
   1.750   0.2161   0.06343   0.05293  -0.0976   0.9378   0.2107
   2.000   0.2582   0.06415   0.05435  -0.1008   0.9307   0.3388
   2.250   0.2803   0.06323   0.05457  -0.0997   0.9183   1.0000
   2.500   0.3053   0.06514   0.05604  -0.1007   0.9065   1.0000
   2.750   0.3425   0.06832   0.05880  -0.1036   0.8974   1.0000
   3.000   0.3612   0.06955   0.05981  -0.1037   0.8835   1.0000
   3.250   0.3784   0.07095   0.06101  -0.1035   0.8706   1.0000
   3.500   0.3975   0.07275   0.06263  -0.1038   0.8597   1.0000
   3.750   0.4331   0.07599   0.06564  -0.1064   0.8510   1.0000
   4.000   0.4444   0.07694   0.06648  -0.1055   0.8379   1.0000
   4.250   0.4585   0.07854   0.06798  -0.1051   0.8269   1.0000
   4.500   0.4951   0.08212   0.07139  -0.1079   0.8194   1.0000
   4.750   0.5017   0.08285   0.07207  -0.1065   0.8066   1.0000
   5.000   0.5141   0.08459   0.07374  -0.1060   0.7965   1.0000
   5.250   0.5474   0.08790   0.07694  -0.1082   0.7882   1.0000
   5.500   0.5513   0.08880   0.07783  -0.1067   0.7764   1.0000
   5.750   0.5717   0.09152   0.08049  -0.1075   0.7692   1.0000
   6.000   0.5904   0.09352   0.08246  -0.1078   0.7578   1.0000
   6.250   0.5970   0.09520   0.08413  -0.1070   0.7482   1.0000
   6.500   0.6295   0.09867   0.08755  -0.1090   0.7402   1.0000
   6.750   0.6286   0.09968   0.08859  -0.1074   0.7293   1.0000
   7.000   0.6635   0.10385   0.09272  -0.1097   0.7230   1.0000
   7.250   0.6610   0.10448   0.09340  -0.1080   0.7110   1.0000
   7.500   0.6751   0.10725   0.09617  -0.1084   0.7042   1.0000
   7.750   0.6930   0.10957   0.09851  -0.1088   0.6935   1.0000
   8.000   0.6969   0.11164   0.10063  -0.1082   0.6850   1.0000
   8.250   0.7255   0.11503   0.10405  -0.1097   0.6763   1.0000
   8.500   0.7225   0.11653   0.10559  -0.1086   0.6665   1.0000
   8.750   0.7589   0.12100   0.11010  -0.1108   0.6596   1.0000
   9.000   0.7493   0.12173   0.11088  -0.1093   0.6488   1.0000
   9.250   0.7673   0.12515   0.11437  -0.1101   0.6423   1.0000
   9.500   0.7780   0.12728   0.11657  -0.1102   0.6314   1.0000
   9.750   0.7818   0.12976   0.11911  -0.1101   0.6234   1.0000
  10.000   0.8107   0.13354   0.12296  -0.1115   0.6143   1.0000
  10.250   0.8046   0.13506   0.12455  -0.1109   0.6046   1.0000
  10.500   0.8251   0.13879   0.12837  -0.1119   0.5976   1.0000
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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