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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.08 at α=11.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae21-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-dae21-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3376   0.13974   0.13419  -0.0183   1.0000   0.1272
  -8.250  -0.3469   0.13905   0.13356  -0.0175   1.0000   0.1298
  -8.000  -0.3630   0.13946   0.13404  -0.0170   1.0000   0.1316
  -7.750  -0.3831   0.14032   0.13498  -0.0163   1.0000   0.1323
  -7.500  -0.4054   0.14118   0.13593  -0.0151   1.0000   0.1327
  -7.250  -0.3699   0.13215   0.12688  -0.0132   1.0000   0.1377
  -7.000  -0.3724   0.13027   0.12502  -0.0118   1.0000   0.1411
  -6.750  -0.3812   0.12907   0.12388  -0.0105   1.0000   0.1446
  -6.500  -0.3973   0.12867   0.12355  -0.0091   1.0000   0.1472
  -6.250  -0.4213   0.12913   0.12410  -0.0078   1.0000   0.1488
  -6.000  -0.4404   0.12959   0.12463  -0.0105   1.0000   0.1498
  -5.750  -0.4272   0.12363   0.11870  -0.0057   1.0000   0.1534
  -5.500  -0.4248   0.12098   0.11607  -0.0036   1.0000   0.1586
  -5.250  -0.4316   0.11941   0.11455  -0.0038   1.0000   0.1632
  -5.000  -0.4428   0.11959   0.11475  -0.0113   1.0000   0.1673
  -4.750  -0.4405   0.11508   0.11030  -0.0071   1.0000   0.1701
  -4.500  -0.4370   0.11216   0.10741  -0.0039   1.0000   0.1752
  -4.250  -0.4357   0.11037   0.10562  -0.0073   1.0000   0.1832
  -4.000  -0.4316   0.10743   0.10270  -0.0108   1.0000   0.1876
  -3.750  -0.4291   0.10449   0.09980  -0.0069   1.0000   0.1929
  -3.500  -0.4150   0.10215   0.09740  -0.0157   1.0000   0.2048
  -3.250  -0.4147   0.09904   0.09436  -0.0105   1.0000   0.2093
  -3.000  -0.3978   0.09650   0.09177  -0.0171   1.0000   0.2234
  -2.750  -0.3824   0.09452   0.08973  -0.0203   1.0000   0.2392
  -2.500  -0.3816   0.09100   0.08630  -0.0162   1.0000   0.2444
  -2.250  -0.3662   0.08851   0.08379  -0.0190   1.0000   0.2610
  -2.000  -0.3533   0.08603   0.08130  -0.0199   1.0000   0.2791
  -1.750  -0.3425   0.08370   0.07898  -0.0197   1.0000   0.2982
  -1.500  -0.3335   0.08155   0.07687  -0.0183   1.0000   0.3209
  -1.250  -0.3132   0.08034   0.07559  -0.0215   1.0000   0.3653
   0.250  -0.0316   0.06221   0.05525  -0.0761   1.0000   0.2049
   0.500   0.0139   0.06001   0.05226  -0.0810   0.9997   0.1663
   0.750  -0.3009   0.06306   0.05891   0.0170   0.9990   0.6931
   1.000  -0.2469   0.06179   0.05754   0.0072   0.9922   0.7159
   1.250   0.1473   0.05958   0.05015  -0.0932   0.9804   0.1483
   1.500   0.1904   0.06059   0.05067  -0.0965   0.9725   0.1504
   1.750   0.2241   0.06112   0.05110  -0.0989   0.9614   0.1596
   2.000   0.2581   0.06215   0.05182  -0.1009   0.9502   0.1714
   2.250   0.2973   0.06386   0.05340  -0.1038   0.9430   0.1965
   2.500   0.3327   0.06477   0.05447  -0.1061   0.9310   0.2515
   2.750   0.3589   0.06340   0.05477  -0.1058   0.9196   1.0000
   3.000   0.3842   0.06544   0.05634  -0.1069   0.9072   1.0000
   3.250   0.4189   0.06844   0.05896  -0.1095   0.8969   1.0000
   3.500   0.4429   0.07030   0.06058  -0.1104   0.8826   1.0000
   3.750   0.4592   0.07172   0.06185  -0.1102   0.8688   1.0000
   4.000   0.4762   0.07348   0.06346  -0.1103   0.8563   1.0000
   4.250   0.5064   0.07649   0.06628  -0.1123   0.8477   1.0000
   4.500   0.5276   0.07834   0.06802  -0.1128   0.8340   1.0000
   4.750   0.5376   0.07974   0.06935  -0.1120   0.8213   1.0000
   5.000   0.5589   0.08230   0.07181  -0.1128   0.8125   1.0000
   5.250   0.5865   0.08486   0.07428  -0.1142   0.8000   1.0000
   5.500   0.5917   0.08616   0.07555  -0.1129   0.7878   1.0000
   5.750   0.6173   0.08926   0.07859  -0.1143   0.7799   1.0000
   6.000   0.6350   0.09117   0.08047  -0.1145   0.7665   1.0000
   6.250   0.6399   0.09288   0.08218  -0.1135   0.7557   1.0000
   6.500   0.6787   0.09692   0.08616  -0.1162   0.7469   1.0000
   6.750   0.6769   0.09774   0.08701  -0.1145   0.7340   1.0000
   7.000   0.6871   0.10014   0.08942  -0.1143   0.7247   1.0000
   7.250   0.7212   0.10362   0.09289  -0.1163   0.7139   1.0000
   7.500   0.7165   0.10488   0.09419  -0.1147   0.7025   1.0000
   7.750   0.7357   0.10803   0.09735  -0.1155   0.6945   1.0000
   8.000   0.7570   0.11062   0.09997  -0.1162   0.6818   1.0000
   8.250   0.7550   0.11252   0.10192  -0.1152   0.6715   1.0000
   8.500   0.7795   0.11603   0.10547  -0.1164   0.6631   1.0000
   8.750   0.7932   0.11829   0.10778  -0.1165   0.6502   1.0000
   9.000   0.7921   0.12052   0.11007  -0.1160   0.6402   1.0000
   9.250   0.8159   0.12408   0.11368  -0.1171   0.6315   1.0000
   9.500   0.8308   0.12653   0.11621  -0.1173   0.6184   1.0000
   9.750   0.8268   0.12883   0.11857  -0.1168   0.6089   1.0000
  10.000   0.8484   0.13241   0.12221  -0.1178   0.6000   1.0000
  10.250   0.8718   0.13543   0.12531  -0.1184   0.5862   1.0000
  11.000   0.9569   0.13532   0.12540  -0.1142   0.4922   1.0000
  11.250   0.9574   0.14016   0.13034  -0.1155   0.4925   1.0000
  11.500   0.9849   0.13906   0.12935  -0.1135   0.4617   1.0000
  11.750   0.9750   0.14442   0.13480  -0.1150   0.4624   1.0000
  12.000   0.9777   0.14919   0.13967  -0.1164   0.4619   1.0000
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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