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=5


Details Polar file
Airfoil: DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.87 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-dae31-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-dae31-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.1491   0.12915   0.12225  -0.0651   0.9587   0.0836
  -9.500  -0.1467   0.12762   0.12074  -0.0668   0.9535   0.0854
  -9.250  -0.1467   0.12670   0.11985  -0.0697   0.9484   0.0864
  -9.000  -0.1315   0.12259   0.11575  -0.0716   0.9455   0.0875
  -8.750  -0.1124   0.11849   0.11162  -0.0730   0.9430   0.0899
  -8.500  -0.1102   0.11663   0.10980  -0.0726   0.9371   0.0920
  -8.250  -0.1035   0.11454   0.10773  -0.0744   0.9326   0.0946
  -8.000  -0.0998   0.11335   0.10656  -0.0784   0.9283   0.0970
  -7.750  -0.1149   0.11359   0.10688  -0.0772   0.9198   0.0975
  -7.500  -0.0984   0.10924   0.10254  -0.0777   0.9166   0.0990
  -7.250  -0.0786   0.10555   0.09883  -0.0786   0.9139   0.1028
  -7.000  -0.0797   0.10422   0.09754  -0.0782   0.9081   0.1061
  -6.750  -0.0929   0.10415   0.09754  -0.0772   0.9000   0.1088
  -6.500  -0.1013   0.10404   0.09748  -0.0810   0.8924   0.1102
  -6.250  -0.0959   0.10056   0.09406  -0.0769   0.8877   0.1122
  -6.000  -0.0854   0.09788   0.09139  -0.0758   0.8832   0.1161
  -5.750  -0.0754   0.09582   0.08933  -0.0793   0.8783   0.1220
  -5.500  -0.0932   0.09638   0.08995  -0.0810   0.8678   0.1243
  -5.250  -0.0819   0.09279   0.08639  -0.0809   0.8635   0.1261
  -5.000  -0.0642   0.08946   0.08305  -0.0804   0.8606   0.1293
  -4.750  -0.0704   0.08825   0.08189  -0.0779   0.8528   0.1314
  -4.500  -0.0509   0.08700   0.08047  -0.0907   0.8449   0.1407
  -4.250  -0.0362   0.08286   0.07640  -0.0885   0.8422   0.1423
  -3.750  -0.0005   0.07373   0.06696  -0.0979   0.8288   0.0872
  -3.500   0.0286   0.06907   0.06214  -0.1017   0.8253   0.0702
  -3.250   0.0696   0.06457   0.05739  -0.1088   0.8226   0.0659
  -3.000   0.0747   0.06271   0.05545  -0.1083   0.8136   0.0653
  -2.750   0.1107   0.05908   0.05154  -0.1135   0.8093   0.0648
  -2.500   0.1557   0.05500   0.04703  -0.1199   0.8064   0.0634
  -2.250   0.2082   0.05050   0.04179  -0.1270   0.8042   0.0614
  -2.000   0.2207   0.04904   0.03997  -0.1262   0.7956   0.0610
  -1.750   0.2519   0.04748   0.03817  -0.1278   0.7911   0.0628
  -1.500   0.2916   0.04567   0.03589  -0.1305   0.7879   0.0658
  -1.250   0.3193   0.04439   0.03408  -0.1310   0.7824   0.0677
  -1.000   0.3416   0.04357   0.03296  -0.1307   0.7758   0.0691
  -0.750   0.3742   0.04274   0.03193  -0.1316   0.7715   0.0733
  -0.500   0.4122   0.04175   0.03061  -0.1329   0.7685   0.0790
  -0.250   0.4219   0.04192   0.03068  -0.1307   0.7593   0.0822
   0.000   0.4540   0.04144   0.02999  -0.1312   0.7546   0.0906
   0.250   0.4917   0.04084   0.02922  -0.1324   0.7513   0.1032
   0.500   0.5040   0.04123   0.02955  -0.1306   0.7420   0.1144
   0.750   0.5366   0.04086   0.02918  -0.1313   0.7371   0.1431
   1.000   0.5768   0.04000   0.02877  -0.1333   0.7340   0.2423
   1.250   0.5887   0.03985   0.02965  -0.1318   0.7245   0.5023
   1.500   0.6124   0.03905   0.02930  -0.1302   0.7191   1.0000
   1.750   0.6319   0.03973   0.02968  -0.1292   0.7115   1.0000
   2.000   0.6551   0.04024   0.02993  -0.1286   0.7041   1.0000
   2.250   0.6902   0.04029   0.02971  -0.1292   0.7003   1.0000
   2.500   0.6983   0.04141   0.03071  -0.1272   0.6892   1.0000
   2.750   0.7311   0.04149   0.03059  -0.1275   0.6846   1.0000
   3.000   0.7421   0.04255   0.03155  -0.1258   0.6742   1.0000
   3.250   0.7722   0.04269   0.03155  -0.1258   0.6688   1.0000
   3.500   0.7865   0.04362   0.03240  -0.1244   0.6592   1.0000
   3.750   0.8138   0.04386   0.03254  -0.1242   0.6529   1.0000
   4.250   0.8553   0.04501   0.03357  -0.1225   0.6367   1.0000
   4.500   0.8907   0.04465   0.03314  -0.1227   0.6330   1.0000
   4.750   0.8968   0.04611   0.03459  -0.1208   0.6204   1.0000
   5.000   0.9321   0.04565   0.03410  -0.1209   0.6166   1.0000
   5.250   0.9383   0.04717   0.03562  -0.1190   0.6038   1.0000
   5.500   0.9736   0.04657   0.03501  -0.1190   0.6000   1.0000
   5.750   0.9797   0.04816   0.03661  -0.1171   0.5870   1.0000
   6.000   1.0151   0.04742   0.03589  -0.1170   0.5833   1.0000
   6.250   1.0210   0.04905   0.03756  -0.1152   0.5701   1.0000
   6.500   1.0569   0.04813   0.03665  -0.1149   0.5664   1.0000
   6.750   1.0623   0.04985   0.03842  -0.1132   0.5531   1.0000
   7.000   1.0993   0.04870   0.03734  -0.1128   0.5494   1.0000
   7.250   1.1042   0.05048   0.03917  -0.1110   0.5358   1.0000
   7.500   1.1360   0.04974   0.03848  -0.1104   0.5303   1.0000
   7.750   1.1472   0.05092   0.03972  -0.1089   0.5183   1.0000
   8.250   1.1915   0.05114   0.04011  -0.1067   0.5004   1.0000
   8.750   1.2382   0.05105   0.04017  -0.1045   0.4822   1.0000
   9.000   1.2436   0.05282   0.04207  -0.1029   0.4688   1.0000
   9.250   1.2885   0.05057   0.03988  -0.1025   0.4635   1.0000
   9.500   1.2902   0.05266   0.04206  -0.1007   0.4493   1.0000
   9.750   1.2986   0.05414   0.04364  -0.0991   0.4365   1.0000
  10.000   1.3425   0.05190   0.04148  -0.0985   0.4292   1.0000
  10.250   1.3434   0.05410   0.04378  -0.0968   0.4151   1.0000
  10.500   1.3504   0.05573   0.04552  -0.0953   0.4021   1.0000
  10.750   1.3714   0.05586   0.04570  -0.0941   0.3909   1.0000
  11.000   1.3950   0.05568   0.04560  -0.0929   0.3794   1.0000
  11.250   1.3955   0.05803   0.04807  -0.0913   0.3659   1.0000
  11.500   1.4038   0.05959   0.04971  -0.0900   0.3535   1.0000
  11.750   1.4227   0.05993   0.05011  -0.0887   0.3418   1.0000
  12.000   1.4345   0.06108   0.05132  -0.0875   0.3296   1.0000
  12.250   1.4325   0.06388   0.05426  -0.0862   0.3172   1.0000
  12.500   1.4406   0.06555   0.05600  -0.0850   0.3057   1.0000
  12.750   1.4592   0.06592   0.05638  -0.0838   0.2946   1.0000
  13.000   1.4533   0.06934   0.05997  -0.0828   0.2831   1.0000
  13.250   1.4554   0.07187   0.06261  -0.0819   0.2724   1.0000
  13.500   1.4712   0.07258   0.06331  -0.0808   0.2621   1.0000
  13.750   1.4626   0.07661   0.06753  -0.0802   0.2518   1.0000
  14.000   1.4651   0.07922   0.07025  -0.0796   0.2422   1.0000
  14.250   1.4761   0.08057   0.07163  -0.0787   0.2325   1.0000
  14.500   1.4625   0.08566   0.07693  -0.0788   0.2237   1.0000
  14.750   1.4744   0.08690   0.07817  -0.0780   0.2148   1.0000
  15.000   1.4604   0.09226   0.08377  -0.0785   0.2066   1.0000
  15.250   1.4650   0.09470   0.08628  -0.0782   0.1984   1.0000
  15.500   1.4559   0.09945   0.09120  -0.0789   0.1907   1.0000
  15.750   1.4544   0.10301   0.09486  -0.0792   0.1833   1.0000
  16.000   1.4463   0.10778   0.09979  -0.0803   0.1760   1.0000
  16.250   1.4416   0.11204   0.10417  -0.0812   0.1692   1.0000
  16.500   1.4276   0.11819   0.11049  -0.0832   0.1627   1.0000
  16.750   1.4265   0.12188   0.11426  -0.0842   0.1562   1.0000
  17.000   1.3892   0.13340   0.12601  -0.0896   0.1508   1.0000
  17.250   1.4102   0.13238   0.12500  -0.0882   0.1441   1.0000
  17.500   1.3242   0.15681   0.14959  -0.1021   0.1385   1.0000
  17.750   1.3955   0.14302   0.13585  -0.0929   0.1325   1.0000
  18.000   1.2922   0.17421   0.16704  -0.1119   0.1258   1.0000
  18.250   1.3373   0.16547   0.15849  -0.1058   0.1220   1.0000
<< Back to DAE-31 AIRFOIL (dae31-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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