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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae31-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-dae31-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3439   0.14118   0.13532  -0.0191   1.0000   0.1237
  -8.000  -0.3622   0.14215   0.13638  -0.0184   1.0000   0.1243
  -7.750  -0.3838   0.14331   0.13763  -0.0173   1.0000   0.1247
  -7.500  -0.3453   0.13318   0.12746  -0.0153   1.0000   0.1291
  -7.250  -0.3472   0.13123   0.12555  -0.0139   1.0000   0.1320
  -7.000  -0.3539   0.12989   0.12427  -0.0127   1.0000   0.1350
  -6.750  -0.3661   0.12930   0.12376  -0.0114   1.0000   0.1375
  -6.500  -0.3857   0.12963   0.12417  -0.0099   1.0000   0.1391
  -6.250  -0.4075   0.13035   0.12498  -0.0095   1.0000   0.1400
  -6.000  -0.4232   0.13115   0.12586  -0.0135   1.0000   0.1407
  -5.750  -0.4009   0.12284   0.11756  -0.0058   1.0000   0.1445
  -5.500  -0.4009   0.12047   0.11523  -0.0043   1.0000   0.1481
  -5.250  -0.4060   0.11876   0.11357  -0.0039   1.0000   0.1521
  -5.000  -0.4142   0.11813   0.11299  -0.0067   1.0000   0.1562
  -4.750  -0.4159   0.11683   0.11173  -0.0129   1.0000   0.1586
  -4.500  -0.4133   0.11221   0.10716  -0.0062   1.0000   0.1616
  -4.250  -0.4106   0.10964   0.10461  -0.0045   1.0000   0.1665
  -4.000  -0.3952   0.10989   0.10480  -0.0200   1.0000   0.1764
  -3.750  -0.4005   0.10491   0.09992  -0.0115   1.0000   0.1788
  -3.500  -0.3983   0.10208   0.09714  -0.0078   1.0000   0.1847
  -3.250  -0.3787   0.10011   0.09510  -0.0179   1.0000   0.1966
  -3.000  -0.3803   0.09683   0.09190  -0.0122   1.0000   0.2011
  -2.750  -0.3575   0.09469   0.08970  -0.0205   1.0000   0.2163
  -2.500  -0.3580   0.09162   0.08669  -0.0155   1.0000   0.2213
  -2.250  -0.3366   0.08918   0.08421  -0.0213   1.0000   0.2372
  -2.000  -0.3148   0.08713   0.08210  -0.0259   1.0000   0.2555
  -1.750  -0.3153   0.08410   0.07917  -0.0209   1.0000   0.2619
  -1.500  -0.2832   0.08294   0.07788  -0.0287   1.0000   0.2934
  -1.250  -0.2832   0.07957   0.07463  -0.0242   1.0000   0.3003
  -1.000  -0.2694   0.07750   0.07258  -0.0244   1.0000   0.3228
  -0.500  -0.2442   0.07370   0.06884  -0.0235   1.0000   0.3848
   0.500  -0.2397   0.06624   0.06173  -0.0044   1.0000   0.5863
   0.750  -0.2407   0.06393   0.05951   0.0012   1.0000   0.6278
   1.000  -0.2330   0.06186   0.05749   0.0042   1.0000   0.6665
   1.250  -0.1997   0.06053   0.05612  -0.0001   0.9977   0.6970
   1.500   0.1841   0.05913   0.05014  -0.0960   0.9853   0.1523
   1.750   0.2245   0.05986   0.05034  -0.0992   0.9759   0.1566
   2.000   0.2621   0.06062   0.05084  -0.1022   0.9666   0.1625
   2.250   0.3058   0.06231   0.05215  -0.1058   0.9572   0.1774
   2.500   0.3439   0.06350   0.05322  -0.1086   0.9444   0.2024
   2.750   0.3751   0.06439   0.05415  -0.1104   0.9314   0.2464
   3.000   0.4063   0.06308   0.05473  -0.1112   0.9211   1.0000
   3.250   0.4374   0.06555   0.05653  -0.1130   0.9088   1.0000
   3.500   0.4734   0.06841   0.05900  -0.1157   0.8942   1.0000
   3.750   0.4966   0.07011   0.06049  -0.1166   0.8783   1.0000
   4.000   0.5113   0.07149   0.06173  -0.1162   0.8635   1.0000
   4.250   0.5287   0.07337   0.06347  -0.1164   0.8505   1.0000
   4.500   0.5608   0.07630   0.06622  -0.1186   0.8394   1.0000
   4.750   0.5941   0.07884   0.06861  -0.1205   0.8223   1.0000
   5.000   0.5984   0.07973   0.06947  -0.1190   0.8083   1.0000
   5.250   0.6119   0.08175   0.07144  -0.1188   0.7968   1.0000
   5.500   0.6385   0.08417   0.07377  -0.1199   0.7826   1.0000
   5.750   0.6591   0.08582   0.07537  -0.1200   0.7631   1.0000
   6.000   0.7602   0.08168   0.07092  -0.1211   0.6799   1.0000
   6.250   0.7978   0.08265   0.07185  -0.1220   0.6662   1.0000
   6.500   0.7928   0.08496   0.07420  -0.1204   0.6542   1.0000
   6.750   0.8090   0.08663   0.07588  -0.1200   0.6409   1.0000
   7.000   0.8325   0.08809   0.07734  -0.1199   0.6281   1.0000
   7.250   0.8716   0.08876   0.07800  -0.1205   0.6154   1.0000
   7.500   0.8719   0.09124   0.08054  -0.1195   0.6028   1.0000
   7.750   0.8801   0.09348   0.08284  -0.1188   0.5902   1.0000
   8.000   0.9015   0.09499   0.08438  -0.1185   0.5775   1.0000
   8.250   0.9481   0.09481   0.08424  -0.1188   0.5658   1.0000
   8.500   0.9367   0.09844   0.08793  -0.1178   0.5526   1.0000
   8.750   0.9419   0.10117   0.09072  -0.1173   0.5406   1.0000
   9.000   0.9669   0.10234   0.09198  -0.1169   0.5282   1.0000
   9.250   0.9942   0.10320   0.09291  -0.1164   0.5162   1.0000
   9.500   0.9824   0.10757   0.09734  -0.1161   0.5040   1.0000
   9.750   0.9963   0.10971   0.09956  -0.1156   0.4921   1.0000
  10.000   1.0459   0.10823   0.09820  -0.1146   0.4804   1.0000
  10.250   1.0178   0.11464   0.10464  -0.1149   0.4684   1.0000
  10.500   1.0240   0.11774   0.10785  -0.1147   0.4576   1.0000
  10.750   1.0643   0.11691   0.10712  -0.1135   0.4453   1.0000
  11.000   1.0372   0.12384   0.11412  -0.1145   0.4355   1.0000
  11.250   1.0496   0.12632   0.11669  -0.1142   0.4245   1.0000
  11.500   1.0986   0.12414   0.11466  -0.1122   0.4121   1.0000
  11.750   1.0523   0.13406   0.12460  -0.1150   0.4054   1.0000
  12.000   1.0816   0.13448   0.12515  -0.1138   0.3933   1.0000
  12.250   1.0576   0.14181   0.13253  -0.1161   0.3879   1.0000
  12.500   1.0832   0.14280   0.13363  -0.1150   0.3760   1.0000
  12.750   1.0638   0.14977   0.14066  -0.1176   0.3727   1.0000
  13.000   1.0574   0.15508   0.14604  -0.1193   0.3692   1.0000
  13.250   1.0388   0.16351   0.15454  -0.1236   0.3840   1.0000
  13.500   1.0549   0.16746   0.15860  -0.1243   0.3800   1.0000
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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