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=5


Details Polar file
Airfoil: DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.4 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae11-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-dae11-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.0683   0.12553   0.11843  -0.0824   0.8614   0.0886
 -10.750  -0.0674   0.12443   0.11735  -0.0848   0.8572   0.0912
 -10.500  -0.0731   0.12448   0.11744  -0.0878   0.8532   0.0923
 -10.250  -0.0547   0.11900   0.11194  -0.0875   0.8506   0.0942
 -10.000  -0.0386   0.11531   0.10823  -0.0877   0.8470   0.0979
  -9.750  -0.0309   0.11302   0.10594  -0.0889   0.8430   0.1018
  -9.500  -0.0294   0.11166   0.10461  -0.0908   0.8392   0.1055
  -9.250  -0.0379   0.11179   0.10479  -0.0938   0.8353   0.1073
  -9.000  -0.0352   0.10959   0.10266  -0.0957   0.8313   0.1080
  -8.750  -0.0110   0.10427   0.09730  -0.0944   0.8286   0.1105
  -8.500  -0.0002   0.10156   0.09459  -0.0947   0.8251   0.1135
  -8.250   0.0060   0.09944   0.09247  -0.0954   0.8218   0.1169
  -8.000   0.0035   0.09838   0.09145  -0.0972   0.8180   0.1214
  -7.750  -0.0107   0.09873   0.09192  -0.0997   0.8122   0.1231
  -7.500  -0.0126   0.09690   0.09017  -0.1006   0.8081   0.1238
  -7.250   0.0125   0.09210   0.08530  -0.0993   0.8061   0.1262
  -7.000   0.0209   0.08972   0.08290  -0.0991   0.8032   0.1285
  -6.750   0.0193   0.08854   0.08179  -0.0987   0.7982   0.1307
  -6.500   0.0185   0.08716   0.08046  -0.0991   0.7938   0.1335
  -6.000   0.0146   0.08391   0.07727  -0.1032   0.7857   0.1416
  -5.500   0.0212   0.07318   0.06619  -0.1154   0.7753   0.0655
  -5.250   0.0341   0.07049   0.06344  -0.1161   0.7726   0.0649
  -5.000   0.0345   0.06899   0.06194  -0.1153   0.7673   0.0642
  -4.750   0.0397   0.06696   0.05985  -0.1154   0.7623   0.0632
  -4.500   0.0548   0.06396   0.05670  -0.1173   0.7589   0.0616
  -4.250   0.0773   0.06028   0.05274  -0.1206   0.7563   0.0600
  -4.000   0.0803   0.05857   0.05085  -0.1202   0.7502   0.0591
  -3.750   0.0970   0.05586   0.04778  -0.1216   0.7458   0.0582
  -3.500   0.1226   0.05317   0.04467  -0.1236   0.7428   0.0586
  -3.250   0.1527   0.05080   0.04185  -0.1255   0.7404   0.0606
  -3.000   0.1619   0.04995   0.04069  -0.1244   0.7348   0.0619
  -2.750   0.1805   0.04865   0.03897  -0.1242   0.7302   0.0630
  -2.500   0.2083   0.04709   0.03691  -0.1248   0.7271   0.0639
  -2.250   0.2402   0.04565   0.03496  -0.1256   0.7248   0.0663
  -2.000   0.2534   0.04549   0.03474  -0.1244   0.7199   0.0693
  -1.750   0.2661   0.04543   0.03453  -0.1230   0.7145   0.0727
  -1.500   0.2925   0.04480   0.03355  -0.1227   0.7112   0.0763
  -1.250   0.3228   0.04415   0.03275  -0.1230   0.7087   0.0829
  -1.000   0.3323   0.04451   0.03299  -0.1210   0.7031   0.0885
  -0.750   0.3476   0.04468   0.03302  -0.1197   0.6979   0.0955
  -0.500   0.3757   0.04450   0.03271  -0.1199   0.6946   0.1100
  -0.250   0.4093   0.04414   0.03232  -0.1207   0.6922   0.1379
   0.000   0.4153   0.04481   0.03314  -0.1189   0.6854   0.1680
   0.250   0.4395   0.04434   0.03359  -0.1195   0.6812   0.3570
   0.500   0.4607   0.04303   0.03367  -0.1173   0.6780   1.0000
   0.750   0.4934   0.04346   0.03362  -0.1178   0.6755   1.0000
   1.000   0.4910   0.04503   0.03503  -0.1152   0.6669   1.0000
   1.250   0.5164   0.04568   0.03537  -0.1151   0.6629   1.0000
   1.500   0.5479   0.04612   0.03550  -0.1155   0.6602   1.0000
   1.750   0.5480   0.04770   0.03697  -0.1134   0.6518   1.0000
   2.000   0.5722   0.04840   0.03745  -0.1132   0.6475   1.0000
   2.250   0.6032   0.04883   0.03767  -0.1135   0.6447   1.0000
   2.500   0.6033   0.05051   0.03927  -0.1115   0.6360   1.0000
   2.750   0.6281   0.05119   0.03979  -0.1113   0.6318   1.0000
   3.000   0.6594   0.05159   0.04002  -0.1116   0.6291   1.0000
   3.250   0.6575   0.05344   0.04184  -0.1096   0.6197   1.0000
   3.500   0.6846   0.05400   0.04227  -0.1096   0.6158   1.0000
   3.750   0.6939   0.05540   0.04362  -0.1084   0.6086   1.0000
   4.000   0.7126   0.05636   0.04451  -0.1078   0.6030   1.0000
   4.250   0.7423   0.05675   0.04481  -0.1079   0.5997   1.0000
   4.500   0.7435   0.05863   0.04667  -0.1063   0.5904   1.0000
   4.750   0.7696   0.05919   0.04718  -0.1062   0.5862   1.0000
   5.000   0.7775   0.06074   0.04873  -0.1051   0.5783   1.0000
   5.250   0.7983   0.06159   0.04954  -0.1047   0.5728   1.0000
   5.500   0.8288   0.06183   0.04975  -0.1047   0.5697   1.0000
   5.750   0.8278   0.06400   0.05195  -0.1032   0.5594   1.0000
   6.000   0.8565   0.06431   0.05225  -0.1031   0.5558   1.0000
   6.250   0.8578   0.06641   0.05438  -0.1019   0.5459   1.0000
   6.500   0.8846   0.06680   0.05478  -0.1017   0.5418   1.0000
   6.750   0.8878   0.06886   0.05688  -0.1006   0.5322   1.0000
   7.000   0.9130   0.06931   0.05737  -0.1003   0.5276   1.0000
   7.250   0.9177   0.07134   0.05944  -0.0993   0.5184   1.0000
   7.500   0.9412   0.07186   0.06001  -0.0989   0.5132   1.0000
   8.000   0.9692   0.07445   0.06274  -0.0976   0.4985   1.0000
   8.500   0.9969   0.07709   0.06551  -0.0963   0.4836   1.0000
   9.000   1.0243   0.07976   0.06834  -0.0950   0.4686   1.0000
   9.500   1.0517   0.08239   0.07119  -0.0938   0.4533   1.0000
   9.750   1.0539   0.08496   0.07385  -0.0932   0.4428   1.0000
  10.000   1.0793   0.08496   0.07395  -0.0925   0.4378   1.0000
  10.250   1.0791   0.08786   0.07698  -0.0920   0.4267   1.0000
  10.500   1.1067   0.08747   0.07672  -0.0913   0.4222   1.0000
  10.750   1.1047   0.09067   0.08003  -0.0909   0.4106   1.0000
  11.000   1.1344   0.08985   0.07935  -0.0900   0.4066   1.0000
  11.250   1.1307   0.09335   0.08296  -0.0897   0.3944   1.0000
  11.500   1.1615   0.09218   0.08196  -0.0887   0.3906   1.0000
  11.750   1.1570   0.09587   0.08577  -0.0885   0.3782   1.0000
  12.250   1.1846   0.09803   0.08824  -0.0872   0.3622   1.0000
  12.500   1.1808   0.10183   0.09215  -0.0872   0.3500   1.0000
  12.750   1.2133   0.09979   0.09030  -0.0858   0.3462   1.0000
  13.000   1.2072   0.10401   0.09464  -0.0860   0.3334   1.0000
  13.500   1.2363   0.10551   0.09648  -0.0846   0.3171   1.0000
  13.750   1.2312   0.10969   0.10078  -0.0850   0.3047   1.0000
  14.000   1.2652   0.10688   0.09817  -0.0831   0.3000   1.0000
  14.250   1.2623   0.11063   0.10205  -0.0835   0.2880   1.0000
  14.750   1.2728   0.11529   0.10702  -0.0834   0.2671   1.0000
  15.000   1.2940   0.11453   0.10643  -0.0822   0.2584   1.0000
  15.250   1.2891   0.11882   0.11084  -0.0831   0.2464   1.0000
  15.500   1.2989   0.12025   0.11241  -0.0828   0.2362   1.0000
  15.750   1.3409   0.11524   0.10756  -0.0799   0.2275   1.0000
  16.000   1.3309   0.12052   0.11295  -0.0813   0.2153   1.0000
  16.250   1.3279   0.12447   0.11702  -0.0822   0.2038   1.0000
<< Back to DAE-11 AIRFOIL (dae11-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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