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

Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.99 at α=1°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-daytonwright6-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-daytonwright6-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Dayton-Wright 6                                 
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000  -0.2589   0.13104   0.12401  -0.0335   1.0000   0.1821
 -11.750  -0.2712   0.13064   0.12373  -0.0335   1.0000   0.1865
 -11.500  -0.3004   0.13240   0.12567  -0.0337   1.0000   0.1880
 -11.250  -0.2684   0.12478   0.11801  -0.0316   1.0000   0.1921
 -11.000  -0.2645   0.12220   0.11549  -0.0301   1.0000   0.1973
 -10.750  -0.2753   0.12125   0.11465  -0.0291   1.0000   0.2024
 -10.500  -0.3060   0.12254   0.11611  -0.0281   1.0000   0.2049
 -10.250  -0.2921   0.11764   0.11125  -0.0262   1.0000   0.2082
 -10.000  -0.2857   0.11489   0.10854  -0.0241   1.0000   0.2140
  -9.750  -0.3017   0.11424   0.10801  -0.0222   1.0000   0.2197
  -9.500  -0.3367   0.11528   0.10923  -0.0204   1.0000   0.2221
  -9.250  -0.3149   0.11020   0.10416  -0.0183   1.0000   0.2281
  -9.000  -0.3221   0.10872   0.10276  -0.0160   1.0000   0.2344
  -8.750  -0.3554   0.10915   0.10336  -0.0137   1.0000   0.2386
  -8.500  -0.3977   0.10998   0.10437  -0.0107   1.0000   0.2397
  -8.250  -0.3565   0.10406   0.09841  -0.0091   1.0000   0.2498
  -8.000  -0.3865   0.10389   0.09839  -0.0061   1.0000   0.2545
  -7.750  -0.4304   0.10443   0.09909  -0.0040   1.0000   0.2567
  -7.500  -0.4136   0.10040   0.09510  -0.0009   1.0000   0.2629
  -7.250  -0.4278   0.09909   0.09389   0.0014   1.0000   0.2698
  -7.000  -0.4734   0.09945   0.09437   0.0004   1.0000   0.2749
  -6.750  -0.4544   0.09559   0.09057   0.0052   1.0000   0.2809
  -6.500  -0.4818   0.09510   0.09013   0.0048   1.0000   0.2911
  -6.250  -0.4792   0.09209   0.08721   0.0081   1.0000   0.2963
  -6.000  -0.4501   0.08854   0.08363   0.0034   0.9883   0.3155
  -5.750  -0.4274   0.08555   0.08059  -0.0009   0.9752   0.3400
  -5.250  -0.3893   0.07957   0.07460  -0.0037   0.9499   0.3972
  -5.000  -0.3675   0.07697   0.07203  -0.0019   0.9382   0.4358
  -4.250  -0.2408   0.05908   0.05198  -0.0434   0.9007   0.2011
  -4.000  -0.2126   0.05534   0.04768  -0.0453   0.8895   0.1797
  -3.750  -0.1753   0.05225   0.04363  -0.0476   0.8794   0.1702
  -3.500  -0.1470   0.05050   0.04140  -0.0482   0.8677   0.1708
  -3.250  -0.1239   0.04894   0.03960  -0.0479   0.8557   0.1724
  -3.000  -0.0910   0.04747   0.03787  -0.0489   0.8448   0.1753
  -2.750  -0.0549   0.04622   0.03630  -0.0501   0.8338   0.1818
  -2.500  -0.0333   0.04554   0.03531  -0.0493   0.8213   0.1912
  -2.250  -0.0003   0.04469   0.03425  -0.0500   0.8102   0.2079
  -2.000   0.0424   0.04370   0.03311  -0.0520   0.7999   0.2409
  -1.750   0.0639   0.04358   0.03300  -0.0514   0.7873   0.2749
  -1.500   0.1024   0.04316   0.03274  -0.0534   0.7759   0.3305
  -1.250   0.2914   0.03864   0.03015  -0.0805   0.7669   1.0000
  -1.000   0.3044   0.03957   0.03071  -0.0785   0.7537   1.0000
  -0.750   0.3260   0.04027   0.03109  -0.0777   0.7417   1.0000
  -0.500   0.3750   0.04012   0.03058  -0.0802   0.7329   1.0000
  -0.250   0.3776   0.04141   0.03172  -0.0771   0.7197   1.0000
   0.000   0.3894   0.04249   0.03263  -0.0752   0.7077   1.0000
   0.250   0.4440   0.04198   0.03186  -0.0781   0.7003   1.0000
   0.500   0.4383   0.04380   0.03359  -0.0743   0.6871   1.0000
   0.750   0.4429   0.04534   0.03502  -0.0719   0.6757   1.0000
   1.000   0.4931   0.04488   0.03437  -0.0740   0.6686   1.0000
   1.250   0.4775   0.04752   0.03695  -0.0698   0.6562   1.0000
   1.500   0.4901   0.04893   0.03826  -0.0684   0.6469   1.0000
   1.750   0.5118   0.04987   0.03910  -0.0678   0.6381   1.0000
   2.000   0.5034   0.05252   0.04170  -0.0650   0.6284   1.0000
   2.250   0.5314   0.05328   0.04236  -0.0650   0.6211   1.0000
   2.500   0.5173   0.05644   0.04548  -0.0621   0.6124   1.0000
   2.750   0.5401   0.05755   0.04652  -0.0618   0.6051   1.0000
   3.000   0.5359   0.06040   0.04933  -0.0600   0.5986   1.0000
   3.250   0.5279   0.06346   0.05236  -0.0582   0.5927   1.0000
   3.500   0.5785   0.06319   0.05201  -0.0595   0.5859   1.0000
   3.750   0.5424   0.06804   0.05687  -0.0565   0.5817   1.0000
   4.000   0.5338   0.07144   0.06026  -0.0553   0.5795   1.0000
   4.250   0.5311   0.07451   0.06332  -0.0544   0.5776   1.0000
   4.500   0.5284   0.07771   0.06651  -0.0538   0.5777   1.0000
   4.750   0.5276   0.08112   0.06993  -0.0536   0.5814   1.0000
   5.000   0.5419   0.08425   0.07305  -0.0543   0.5850   1.0000
   5.250   0.4316   0.09324   0.08228  -0.0531   0.6894   1.0000
   5.500   0.4645   0.09697   0.08596  -0.0553   0.6836   1.0000
   5.750   0.4581   0.09763   0.08662  -0.0530   0.6724   1.0000
   6.000   0.4743   0.10032   0.08928  -0.0533   0.6652   1.0000
   6.250   0.4915   0.10244   0.09140  -0.0534   0.6537   1.0000
   6.500   0.4924   0.10419   0.09315  -0.0523   0.6447   1.0000
   6.750   0.5213   0.10746   0.09640  -0.0537   0.6363   1.0000
   7.000   0.5174   0.10869   0.09764  -0.0520   0.6252   1.0000
   7.250   0.5501   0.11273   0.10168  -0.0539   0.6185   1.0000
   7.500   0.5438   0.11347   0.10243  -0.0521   0.6067   1.0000
   7.750   0.5601   0.11665   0.10562  -0.0526   0.6006   1.0000
   8.000   0.5687   0.11843   0.10742  -0.0521   0.5890   1.0000
   8.250   0.5726   0.12064   0.10965  -0.0516   0.5804   1.0000
   8.500   0.5942   0.12360   0.11266  -0.0522   0.5713   1.0000
   8.750   0.5922   0.12551   0.11458  -0.0515   0.5632   1.0000
   9.000   0.6147   0.12865   0.11776  -0.0522   0.5544   1.0000
   9.250   0.6113   0.13038   0.11951  -0.0514   0.5454   1.0000
   9.500   0.6363   0.13389   0.12307  -0.0523   0.5373   1.0000
   9.750   0.6303   0.13555   0.12477  -0.0516   0.5296   1.0000
  10.000   0.6508   0.13873   0.12800  -0.0522   0.5212   1.0000
<< Back to Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Dayton-Wright 6 (daytonwright6-il)