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

DAE-21 AIRFOIL (dae21-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 45.86 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae21-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-dae21-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: DAE-21 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.0596   0.11898   0.11411  -0.0875   0.9550   0.0603
 -10.500  -0.0511   0.11718   0.11231  -0.0919   0.9497   0.0624
 -10.250  -0.0488   0.11689   0.11202  -0.0986   0.9449   0.0631
 -10.000  -0.0317   0.11179   0.10692  -0.0993   0.9408   0.0639
  -9.750  -0.0106   0.10720   0.10230  -0.0992   0.9367   0.0657
  -9.500   0.0044   0.10423   0.09932  -0.1013   0.9323   0.0677
  -9.250   0.0171   0.10165   0.09672  -0.1038   0.9282   0.0700
  -9.000   0.0191   0.10039   0.09549  -0.1052   0.9217   0.0723
  -8.750   0.0164   0.10031   0.09542  -0.1093   0.9154   0.0736
  -8.500   0.0044   0.10102   0.09620  -0.1115   0.9071   0.0741
  -8.250   0.0328   0.09440   0.08956  -0.1096   0.9054   0.0757
  -8.000   0.0481   0.09150   0.08665  -0.1094   0.9015   0.0781
  -7.750   0.0581   0.08936   0.08450  -0.1104   0.8977   0.0808
  -7.500   0.0543   0.08863   0.08382  -0.1098   0.8905   0.0829
  -7.250   0.0476   0.08834   0.08356  -0.1112   0.8840   0.0854
  -7.000   0.0273   0.08947   0.08478  -0.1104   0.8761   0.0861
  -6.750   0.0149   0.09006   0.08538  -0.1155   0.8682   0.0867
  -6.500   0.0390   0.08427   0.07962  -0.1100   0.8670   0.0888
  -6.250   0.0423   0.08286   0.07823  -0.1071   0.8623   0.0914
  -6.000   0.0320   0.08262   0.07804  -0.1044   0.8552   0.0933
  -5.750   0.0385   0.08099   0.07641  -0.1073   0.8506   0.0979
  -5.500   0.0104   0.08213   0.07763  -0.1028   0.8421   0.0986
  -5.250   0.0111   0.08068   0.07608  -0.1121   0.8352   0.1015
  -5.000   0.0295   0.07724   0.07273  -0.1058   0.8336   0.1052
  -4.750  -0.0221   0.07949   0.07507  -0.0984   0.8232   0.1030
  -4.500  -0.0078   0.07740   0.07299  -0.0965   0.8195   0.1076
  -4.250   0.0332   0.07302   0.06842  -0.1094   0.8165   0.1182
  -4.000  -0.0064   0.07459   0.07001  -0.1024   0.8071   0.1176
  -3.750   0.0023   0.07239   0.06790  -0.0989   0.8031   0.1202
  -3.500   0.0487   0.06852   0.06378  -0.1089   0.8002   0.1347
  -3.250   0.0322   0.06832   0.06365  -0.1036   0.7934   0.1355
  -3.000   0.0371   0.06703   0.06240  -0.1009   0.7880   0.1394
  -2.750   0.0758   0.06391   0.05912  -0.1067   0.7845   0.1546
  -2.500   0.1213   0.06092   0.05600  -0.1118   0.7821   0.1733
  -2.250   0.0992   0.06142   0.05654  -0.1064   0.7733   0.1747
  -2.000   0.1281   0.05950   0.05453  -0.1085   0.7689   0.1940
  -1.750   0.1750   0.05769   0.05249  -0.1137   0.7659   0.2412
  -1.500   0.2652   0.05004   0.04331  -0.1269   0.7632   0.1338
  -1.250   0.2727   0.04779   0.04062  -0.1248   0.7555   0.0981
  -1.000   0.3150   0.04560   0.03764  -0.1265   0.7516   0.0858
  -0.750   0.3603   0.04417   0.03573  -0.1284   0.7488   0.0870
  -0.500   0.3662   0.04441   0.03583  -0.1262   0.7412   0.0874
  -0.250   0.3924   0.04374   0.03500  -0.1261   0.7359   0.0885
   0.000   0.4321   0.04286   0.03402  -0.1273   0.7325   0.0932
   0.250   0.4739   0.04213   0.03320  -0.1286   0.7295   0.1031
   0.500   0.4652   0.04334   0.03446  -0.1249   0.7193   0.1056
   0.750   0.5039   0.04270   0.03389  -0.1258   0.7157   0.1261
   1.000   0.5553   0.03959   0.03317  -0.1283   0.7140   1.0000
   1.250   0.5459   0.04133   0.03476  -0.1247   0.7030   1.0000
   1.500   0.5836   0.04151   0.03457  -0.1255   0.6992   1.0000
   1.750   0.6267   0.04156   0.03434  -0.1269   0.6965   1.0000
   2.000   0.6167   0.04340   0.03613  -0.1235   0.6848   1.0000
   2.250   0.6581   0.04336   0.03588  -0.1246   0.6818   1.0000
   2.500   0.6538   0.04520   0.03767  -0.1219   0.6709   1.0000
   2.750   0.6903   0.04525   0.03757  -0.1225   0.6669   1.0000
   3.000   0.7283   0.04529   0.03748  -0.1232   0.6637   1.0000
   3.250   0.7254   0.04709   0.03924  -0.1207   0.6523   1.0000
   3.500   0.7675   0.04676   0.03881  -0.1216   0.6496   1.0000
   3.750   0.7630   0.04881   0.04084  -0.1192   0.6379   1.0000
   4.000   0.8025   0.04850   0.04045  -0.1198   0.6346   1.0000
   4.250   0.8021   0.05045   0.04238  -0.1177   0.6235   1.0000
   4.500   0.8387   0.05020   0.04207  -0.1181   0.6197   1.0000
   4.750   0.8826   0.04946   0.04129  -0.1188   0.6176   1.0000
   5.000   0.8761   0.05182   0.04366  -0.1164   0.6048   1.0000
   5.250   0.9194   0.05094   0.04275  -0.1170   0.6024   1.0000
   5.500   0.9146   0.05331   0.04514  -0.1148   0.5898   1.0000
   5.750   0.9569   0.05234   0.04416  -0.1152   0.5873   1.0000
   6.000   0.9540   0.05468   0.04652  -0.1132   0.5749   1.0000
   6.250   0.9957   0.05358   0.04543  -0.1134   0.5722   1.0000
   6.500   1.0412   0.05207   0.04395  -0.1137   0.5706   1.0000
   6.750   1.0353   0.05466   0.04657  -0.1116   0.5571   1.0000
   7.000   1.0732   0.05361   0.04555  -0.1114   0.5537   1.0000
   7.500   1.1075   0.05490   0.04696  -0.1093   0.5372   1.0000
   7.750   1.1698   0.05119   0.04331  -0.1098   0.5391   1.0000
   8.000   1.1400   0.05628   0.04844  -0.1070   0.5198   1.0000
   8.250   1.2062   0.05178   0.04404  -0.1073   0.5226   1.0000
   8.500   1.2647   0.04779   0.04014  -0.1074   0.5233   1.0000
   8.750   1.3307   0.04336   0.03585  -0.1082   0.5237   1.0000
   9.000   1.3233   0.04573   0.03828  -0.1055   0.5097   1.0000
   9.250   1.3989   0.04054   0.03323  -0.1069   0.5094   1.0000
   9.500   1.3954   0.04239   0.03515  -0.1042   0.4962   1.0000
   9.750   1.5013   0.03543   0.02830  -0.1083   0.4939   1.0000
  10.000   1.5073   0.03615   0.02909  -0.1057   0.4809   1.0000
  10.250   1.5315   0.03568   0.02868  -0.1045   0.4683   1.0000
  10.500   1.5617   0.03484   0.02788  -0.1038   0.4547   1.0000
  10.750   1.5838   0.03461   0.02767  -0.1025   0.4400   1.0000
  11.000   1.5990   0.03487   0.02793  -0.1008   0.4246   1.0000
  11.250   1.6096   0.03549   0.02856  -0.0987   0.4088   1.0000
  11.500   1.6167   0.03639   0.02946  -0.0965   0.3925   1.0000
  11.750   1.6215   0.03751   0.03058  -0.0943   0.3760   1.0000
  12.000   1.6245   0.03883   0.03188  -0.0920   0.3594   1.0000
  12.250   1.6261   0.04033   0.03337  -0.0898   0.3426   1.0000
  12.500   1.6265   0.04200   0.03503  -0.0877   0.3258   1.0000
  12.750   1.6259   0.04385   0.03684  -0.0856   0.3092   1.0000
  13.000   1.6244   0.04585   0.03879  -0.0837   0.2928   1.0000
  13.250   1.6223   0.04800   0.04090  -0.0818   0.2765   1.0000
  13.500   1.6194   0.05031   0.04315  -0.0801   0.2606   1.0000
  13.750   1.6160   0.05278   0.04557  -0.0785   0.2450   1.0000
  14.000   1.6115   0.05546   0.04822  -0.0771   0.2300   1.0000
  14.250   1.6066   0.05834   0.05108  -0.0758   0.2155   1.0000
  14.500   1.6015   0.06138   0.05412  -0.0747   0.2018   1.0000
  14.750   1.5968   0.06450   0.05725  -0.0738   0.1887   1.0000
  15.000   1.5930   0.06764   0.06038  -0.0730   0.1763   1.0000
  15.250   1.5903   0.07076   0.06350  -0.0723   0.1648   1.0000
  15.500   1.5897   0.07368   0.06636  -0.0717   0.1540   1.0000
  15.750   1.5929   0.07617   0.06871  -0.0710   0.1434   1.0000
  16.000   1.5854   0.08019   0.07295  -0.0709   0.1351   1.0000
  16.250   1.5870   0.08310   0.07586  -0.0705   0.1267   1.0000
  16.500   1.5912   0.08558   0.07826  -0.0702   0.1186   1.0000
  16.750   1.5865   0.08951   0.08240  -0.0702   0.1123   1.0000
  17.000   1.5991   0.09100   0.08371  -0.0695   0.1048   1.0000
  17.250   1.5894   0.09568   0.08872  -0.0701   0.1004   1.0000
  17.500   1.6084   0.09639   0.08920  -0.0692   0.0935   1.0000
  17.750   1.5953   0.10161   0.09480  -0.0702   0.0906   1.0000
  18.000   1.5912   0.10559   0.09897  -0.0708   0.0869   1.0000
  18.250   1.6092   0.10653   0.09976  -0.0701   0.0819   1.0000
  18.500   1.5950   0.11209   0.10568  -0.0716   0.0800   1.0000
  18.750   1.5839   0.11732   0.11118  -0.0731   0.0778   1.0000
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)