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

DAE-31 AIRFOIL (dae31-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 56.36 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae31-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-dae31-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: DAE-31 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.750  -0.1301   0.10475   0.10027  -0.0681   0.9281   0.0742
  -6.500  -0.1539   0.10501   0.10061  -0.0627   0.9204   0.0745
  -6.250  -0.1630   0.10437   0.10002  -0.0638   0.9146   0.0761
  -6.000  -0.1770   0.10417   0.09985  -0.0667   0.9070   0.0767
  -5.750  -0.1763   0.10140   0.09713  -0.0652   0.9018   0.0774
  -5.500  -0.1577   0.09789   0.09362  -0.0635   0.8983   0.0794
  -5.250  -0.1326   0.09465   0.09034  -0.0685   0.8947   0.0833
  -5.000  -0.1566   0.09448   0.09025  -0.0635   0.8862   0.0836
  -4.750  -0.1342   0.09106   0.08676  -0.0764   0.8799   0.0871
  -4.500  -0.1103   0.08753   0.08324  -0.0744   0.8772   0.0897
  -4.250  -0.1306   0.08701   0.08278  -0.0696   0.8683   0.0903
  -4.000  -0.0845   0.08286   0.07843  -0.0866   0.8624   0.0982
  -3.750  -0.0638   0.07958   0.07521  -0.0840   0.8595   0.1007
  -3.500  -0.0788   0.07883   0.07450  -0.0795   0.8503   0.1017
  -3.250  -0.0296   0.07454   0.07000  -0.0922   0.8448   0.1118
  -3.000  -0.0006   0.07188   0.06736  -0.0925   0.8416   0.1173
  -2.750   0.0131   0.06978   0.06510  -0.0972   0.8319   0.1264
  -2.500   0.0318   0.06773   0.06311  -0.0958   0.8268   0.1324
  -2.250   0.0834   0.06425   0.05948  -0.1034   0.8235   0.1480
  -2.000   0.0978   0.06274   0.05781  -0.1058   0.8139   0.1606
  -1.750   0.1360   0.06038   0.05531  -0.1100   0.8087   0.1787
  -1.500   0.1798   0.05774   0.05260  -0.1138   0.8054   0.1991
  -1.250   0.1822   0.05713   0.05203  -0.1109   0.7958   0.2059
  -1.000   0.2202   0.05521   0.04998  -0.1144   0.7906   0.2387
  -0.750   0.3364   0.04543   0.03804  -0.1310   0.7896   0.0954
  -0.500   0.3905   0.04304   0.03471  -0.1341   0.7871   0.0867
  -0.250   0.3976   0.04299   0.03451  -0.1316   0.7767   0.0864
   0.000   0.4344   0.04191   0.03339  -0.1329   0.7719   0.0917
   0.250   0.4808   0.04085   0.03200  -0.1348   0.7691   0.0969
   0.500   0.4514   0.02787   0.01969  -0.1241   0.7374   0.1011
   0.750   0.4951   0.02645   0.01827  -0.1258   0.7343   0.1160
   1.000   0.5699   0.03944   0.03071  -0.1351   0.7511   0.1437
   1.250   0.5724   0.04011   0.03151  -0.1321   0.7390   0.1717
   1.500   0.6199   0.03765   0.03096  -0.1345   0.7361   1.0000
   1.750   0.6590   0.03766   0.03064  -0.1355   0.7321   1.0000
   2.000   0.6667   0.03863   0.03149  -0.1333   0.7206   1.0000
   2.250   0.7103   0.03830   0.03093  -0.1347   0.7176   1.0000
   2.500   0.7150   0.03951   0.03206  -0.1322   0.7054   1.0000
   2.750   0.7556   0.03917   0.03156  -0.1333   0.7018   1.0000
   3.000   0.7997   0.03862   0.03088  -0.1347   0.6991   1.0000
   3.250   0.8023   0.03994   0.03216  -0.1319   0.6861   1.0000
   3.500   0.8475   0.03915   0.03126  -0.1332   0.6836   1.0000
   3.750   0.8505   0.04056   0.03264  -0.1306   0.6706   1.0000
   4.000   0.8944   0.03965   0.03167  -0.1317   0.6678   1.0000
   4.250   0.9404   0.03856   0.03053  -0.1329   0.6657   1.0000
   4.500   0.9425   0.04000   0.03196  -0.1301   0.6521   1.0000
   4.750   0.9900   0.03861   0.03054  -0.1313   0.6504   1.0000
   5.000   0.9921   0.04014   0.03207  -0.1286   0.6367   1.0000
   5.250   1.0394   0.03852   0.03045  -0.1296   0.6348   1.0000
   5.500   1.0890   0.03656   0.02850  -0.1306   0.6337   1.0000
   5.750   1.1428   0.03440   0.02635  -0.1323   0.6326   1.0000
   6.000   1.1428   0.03577   0.02774  -0.1289   0.6185   1.0000
   6.250   1.1514   0.03673   0.02874  -0.1266   0.6063   1.0000
   6.500   1.2051   0.03431   0.02637  -0.1279   0.6042   1.0000
   6.750   1.2698   0.03153   0.02363  -0.1309   0.6022   1.0000
   7.000   1.3432   0.02872   0.02085  -0.1355   0.5994   1.0000
   7.250   1.3513   0.02931   0.02150  -0.1325   0.5859   1.0000
   7.500   1.3755   0.02911   0.02134  -0.1313   0.5745   1.0000
   7.750   1.4381   0.02714   0.01933  -0.1350   0.5662   1.0000
   8.000   1.4534   0.02742   0.01967  -0.1328   0.5521   1.0000
   8.250   1.4747   0.02748   0.01976  -0.1314   0.5380   1.0000
   8.500   1.5000   0.02742   0.01971  -0.1305   0.5237   1.0000
   8.750   1.5253   0.02741   0.01968  -0.1296   0.5087   1.0000
   9.000   1.5479   0.02754   0.01979  -0.1285   0.4930   1.0000
   9.250   1.5680   0.02782   0.02005  -0.1270   0.4769   1.0000
   9.500   1.5849   0.02822   0.02042  -0.1251   0.4607   1.0000
   9.750   1.5992   0.02873   0.02089  -0.1229   0.4444   1.0000
  10.000   1.6120   0.02933   0.02146  -0.1206   0.4281   1.0000
  10.250   1.6229   0.03003   0.02212  -0.1181   0.4119   1.0000
  10.500   1.6284   0.03094   0.02303  -0.1150   0.3961   1.0000
  10.750   1.6327   0.03198   0.02408  -0.1120   0.3805   1.0000
  11.000   1.6373   0.03309   0.02521  -0.1091   0.3650   1.0000
  11.250   1.6421   0.03428   0.02640  -0.1064   0.3498   1.0000
  11.500   1.6469   0.03554   0.02765  -0.1039   0.3349   1.0000
  11.750   1.6522   0.03685   0.02895  -0.1015   0.3205   1.0000
  12.000   1.6580   0.03819   0.03027  -0.0992   0.3064   1.0000
  12.250   1.6648   0.03955   0.03158  -0.0971   0.2927   1.0000
  12.500   1.6722   0.04092   0.03289  -0.0952   0.2793   1.0000
  12.750   1.6689   0.04287   0.03497  -0.0925   0.2672   1.0000
  13.000   1.6711   0.04467   0.03681  -0.0904   0.2551   1.0000
  13.250   1.6760   0.04635   0.03847  -0.0886   0.2435   1.0000
  13.500   1.6846   0.04786   0.03986  -0.0871   0.2316   1.0000
  13.750   1.6773   0.05036   0.04259  -0.0848   0.2217   1.0000
  14.000   1.6794   0.05240   0.04465  -0.0832   0.2116   1.0000
  14.250   1.6873   0.05406   0.04620  -0.0819   0.2010   1.0000
  14.500   1.6784   0.05695   0.04934  -0.0800   0.1925   1.0000
  14.750   1.6804   0.05918   0.05157  -0.0786   0.1833   1.0000
  15.000   1.6807   0.06149   0.05390  -0.0774   0.1744   1.0000
  15.250   1.6750   0.06455   0.05714  -0.0761   0.1665   1.0000
  15.500   1.6801   0.06665   0.05916  -0.0751   0.1577   1.0000
  15.750   1.6703   0.07023   0.06297  -0.0742   0.1506   1.0000
  16.000   1.6703   0.07298   0.06574  -0.0734   0.1429   1.0000
  16.250   1.6660   0.07615   0.06898  -0.0728   0.1356   1.0000
  16.500   1.6599   0.07980   0.07278  -0.0723   0.1289   1.0000
  16.750   1.6659   0.08194   0.07476  -0.0719   0.1210   1.0000
  17.000   1.6488   0.08706   0.08024  -0.0720   0.1161   1.0000
  17.250   1.6524   0.08955   0.08263  -0.0718   0.1090   1.0000
  17.500   1.6371   0.09473   0.08810  -0.0724   0.1044   1.0000
  17.750   1.6395   0.09748   0.09079  -0.0725   0.0982   1.0000
  18.000   1.6251   0.10278   0.09636  -0.0736   0.0940   1.0000
  18.250   1.6279   0.10553   0.09904  -0.0739   0.0885   1.0000
  18.500   1.6125   0.11126   0.10506  -0.0756   0.0852   1.0000
  18.750   1.6192   0.11342   0.10712  -0.0757   0.0800   1.0000
  19.000   1.6008   0.11991   0.11394  -0.0782   0.0776   1.0000
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)