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=5


Details Polar file
Airfoil: DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.06 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae21-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-dae21-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.0872   0.12546   0.11851  -0.0799   0.9334   0.0840
 -10.500  -0.0819   0.12424   0.11727  -0.0841   0.9283   0.0860
 -10.250  -0.0832   0.12386   0.11692  -0.0874   0.9209   0.0866
 -10.000  -0.0591   0.11746   0.11049  -0.0874   0.9174   0.0887
  -9.750  -0.0412   0.11375   0.10675  -0.0886   0.9136   0.0929
  -9.500  -0.0351   0.11179   0.10479  -0.0897   0.9072   0.0963
  -9.250  -0.0341   0.11097   0.10399  -0.0925   0.9011   0.0996
  -9.000  -0.0398   0.11113   0.10419  -0.0954   0.8942   0.1007
  -8.750  -0.0266   0.10690   0.09999  -0.0954   0.8894   0.1020
  -8.500  -0.0071   0.10268   0.09573  -0.0949   0.8858   0.1052
  -8.250   0.0039   0.10018   0.09322  -0.0960   0.8817   0.1084
  -8.000   0.0047   0.09883   0.09191  -0.0961   0.8751   0.1116
  -7.750  -0.0018   0.09862   0.09175  -0.0979   0.8682   0.1151
  -7.500  -0.0171   0.09929   0.09250  -0.0985   0.8603   0.1161
  -7.250  -0.0167   0.09720   0.09047  -0.0987   0.8545   0.1170
  -7.000   0.0106   0.09205   0.08528  -0.0973   0.8524   0.1200
  -6.750   0.0203   0.08973   0.08295  -0.0975   0.8485   0.1232
  -6.500   0.0138   0.08902   0.08231  -0.0959   0.8412   0.1257
  -6.250   0.0079   0.08860   0.08192  -0.0990   0.8348   0.1315
  -6.000  -0.0037   0.08886   0.08223  -0.1035   0.8266   0.1331
  -5.750   0.0060   0.08524   0.07865  -0.0995   0.8226   0.1346
  -5.500   0.0186   0.08250   0.07591  -0.0978   0.8189   0.1380
  -5.250   0.0315   0.08019   0.07357  -0.0993   0.8156   0.1435
  -5.000   0.0173   0.08071   0.07409  -0.1045   0.8052   0.1505
  -4.750   0.0473   0.07109   0.06408  -0.1141   0.8012   0.0743
  -4.500   0.0630   0.06873   0.06169  -0.1133   0.7981   0.0725
  -4.250   0.0581   0.06768   0.06068  -0.1110   0.7901   0.0713
  -4.000   0.0874   0.06208   0.05464  -0.1188   0.7856   0.0636
  -3.750   0.1130   0.05922   0.05162  -0.1208   0.7826   0.0620
  -3.500   0.1190   0.05768   0.04999  -0.1201   0.7758   0.0612
  -3.250   0.1401   0.05517   0.04722  -0.1218   0.7708   0.0600
  -3.000   0.1724   0.05208   0.04374  -0.1250   0.7674   0.0595
  -2.750   0.2097   0.04913   0.04024  -0.1283   0.7650   0.0610
  -2.500   0.2183   0.04825   0.03904  -0.1271   0.7575   0.0618
  -2.250   0.2464   0.04645   0.03671  -0.1282   0.7531   0.0626
  -2.000   0.2802   0.04469   0.03440  -0.1295   0.7500   0.0632
  -1.750   0.3138   0.04327   0.03278  -0.1306   0.7476   0.0655
  -1.500   0.3177   0.04353   0.03296  -0.1282   0.7392   0.0674
  -1.250   0.3457   0.04279   0.03188  -0.1283   0.7350   0.0715
  -1.000   0.3789   0.04185   0.03056  -0.1288   0.7321   0.0747
  -0.750   0.3942   0.04184   0.03053  -0.1275   0.7263   0.0789
  -0.500   0.4108   0.04191   0.03041  -0.1261   0.7200   0.0846
  -0.250   0.4428   0.04146   0.02981  -0.1266   0.7165   0.0933
   0.000   0.4785   0.04097   0.02920  -0.1275   0.7140   0.1087
   0.250   0.4808   0.04180   0.03001  -0.1248   0.7049   0.1199
   0.500   0.5117   0.04146   0.02980  -0.1255   0.7008   0.1634
   0.750   0.5456   0.03977   0.02984  -0.1265   0.6984   0.5758
   1.000   0.5481   0.04014   0.03061  -0.1230   0.6899   1.0000
   1.250   0.5730   0.04072   0.03081  -0.1227   0.6848   1.0000
   1.500   0.6053   0.04103   0.03077  -0.1231   0.6816   1.0000
   1.750   0.6097   0.04240   0.03199  -0.1209   0.6724   1.0000
   2.000   0.6365   0.04289   0.03224  -0.1208   0.6677   1.0000
   2.250   0.6696   0.04312   0.03224  -0.1212   0.6648   1.0000
   2.500   0.6706   0.04471   0.03374  -0.1189   0.6544   1.0000
   2.750   0.7002   0.04506   0.03392  -0.1190   0.6505   1.0000
   3.000   0.7088   0.04640   0.03517  -0.1174   0.6420   1.0000
   3.250   0.7329   0.04697   0.03562  -0.1171   0.6365   1.0000
   3.500   0.7651   0.04715   0.03567  -0.1173   0.6333   1.0000
   3.750   0.7668   0.04888   0.03737  -0.1153   0.6226   1.0000
   4.000   0.7966   0.04913   0.03753  -0.1153   0.6187   1.0000
   4.250   0.8019   0.05076   0.03913  -0.1137   0.6089   1.0000
   4.500   0.8289   0.05112   0.03943  -0.1134   0.6041   1.0000
   5.000   0.8618   0.05310   0.04136  -0.1117   0.5894   1.0000
   5.500   0.8949   0.05508   0.04333  -0.1100   0.5745   1.0000
   5.750   0.9271   0.05495   0.04320  -0.1098   0.5710   1.0000
   6.000   0.9278   0.05708   0.04536  -0.1083   0.5594   1.0000
   6.250   0.9597   0.05690   0.04518  -0.1080   0.5557   1.0000
   6.500   0.9606   0.05909   0.04741  -0.1066   0.5440   1.0000
   6.750   0.9923   0.05882   0.04719  -0.1063   0.5402   1.0000
   7.000   0.9934   0.06107   0.04949  -0.1049   0.5284   1.0000
   7.250   1.0252   0.06068   0.04914  -0.1045   0.5246   1.0000
   7.500   1.0261   0.06302   0.05154  -0.1032   0.5125   1.0000
   7.750   1.0582   0.06248   0.05106  -0.1027   0.5088   1.0000
   8.000   1.0583   0.06496   0.05363  -0.1014   0.4964   1.0000
   8.250   1.0826   0.06510   0.05384  -0.1007   0.4907   1.0000
   8.500   1.0906   0.06684   0.05566  -0.0997   0.4801   1.0000
   8.750   1.1240   0.06587   0.05478  -0.0989   0.4767   1.0000
   9.000   1.1230   0.06862   0.05764  -0.0979   0.4638   1.0000
   9.500   1.1556   0.07022   0.05943  -0.0960   0.4474   1.0000
  10.000   1.1890   0.07154   0.06100  -0.0940   0.4310   1.0000
  10.250   1.1878   0.07451   0.06407  -0.0931   0.4180   1.0000
  10.500   1.2241   0.07250   0.06219  -0.0919   0.4145   1.0000
  10.750   1.2211   0.07570   0.06550  -0.0911   0.4011   1.0000
  11.250   1.2569   0.07637   0.06645  -0.0889   0.3842   1.0000
  11.750   1.2931   0.07683   0.06716  -0.0867   0.3664   1.0000
  12.000   1.2924   0.07975   0.07023  -0.0860   0.3536   1.0000
  12.250   1.2915   0.08279   0.07339  -0.0855   0.3409   1.0000
  12.750   1.3335   0.08211   0.07297  -0.0829   0.3223   1.0000
  13.000   1.3315   0.08535   0.07633  -0.0826   0.3095   1.0000
  13.250   1.3397   0.08702   0.07812  -0.0819   0.2981   1.0000
  13.500   1.3751   0.08424   0.07540  -0.0799   0.2886   1.0000
  13.750   1.3758   0.08707   0.07836  -0.0795   0.2760   1.0000
  14.000   1.3728   0.09056   0.08197  -0.0794   0.2634   1.0000
  14.250   1.3766   0.09301   0.08451  -0.0791   0.2515   1.0000
  14.500   1.3878   0.09416   0.08571  -0.0783   0.2399   1.0000
  14.750   1.4031   0.09459   0.08614  -0.0774   0.2282   1.0000
  15.000   1.3978   0.09865   0.09035  -0.0778   0.2165   1.0000
  15.250   1.3922   0.10292   0.09473  -0.0784   0.2055   1.0000
  15.500   1.3957   0.10551   0.09737  -0.0784   0.1948   1.0000
  15.750   1.4059   0.10682   0.09865  -0.0779   0.1842   1.0000
  16.000   1.3962   0.11208   0.10407  -0.0792   0.1746   1.0000
  16.250   1.3932   0.11609   0.10817  -0.0801   0.1655   1.0000
  16.500   1.4036   0.11736   0.10939  -0.0798   0.1563   1.0000
  16.750   1.3890   0.12389   0.11615  -0.0822   0.1486   1.0000
  17.000   1.3931   0.12655   0.11883  -0.0827   0.1408   1.0000
  17.250   1.3864   0.13162   0.12403  -0.0846   0.1337   1.0000
  17.500   1.3853   0.13551   0.12799  -0.0860   0.1272   1.0000
  17.750   1.3755   0.14148   0.13412  -0.0887   0.1214   1.0000
  18.000   1.3797   0.14427   0.13693  -0.0896   0.1155   1.0000
  18.250   1.3503   0.15526   0.14818  -0.0956   0.1113   1.0000
  18.500   1.3817   0.15145   0.14424  -0.0926   0.1050   1.0000
  18.750   1.3277   0.16936   0.16245  -0.1034   0.1025   1.0000
<< Back to DAE-21 AIRFOIL (dae21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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