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

DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.97 at α=10.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-defcnd1-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-defcnd1-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: DEFIANT CANARD BL20 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.750  -0.2027   0.15805   0.15190  -0.0422   1.0000   0.2302
 -13.500  -0.2006   0.15541   0.14950  -0.0399   1.0000   0.2327
 -13.250  -0.2107   0.15620   0.15043  -0.0364   0.9951   0.2356
 -13.000  -0.2016   0.15411   0.14831  -0.0422   0.9837   0.2473
 -12.750  -0.1612   0.14682   0.14095  -0.0475   0.9734   0.2559
 -12.500  -0.1689   0.14684   0.14095  -0.0527   0.9658   0.2665
 -12.250  -0.1150   0.13815   0.13216  -0.0577   0.9563   0.2788
 -12.000  -0.1033   0.13457   0.12854  -0.0630   0.9500   0.2887
 -11.750  -0.0865   0.13179   0.12569  -0.0675   0.9426   0.3036
 -11.500  -0.0437   0.12498   0.11878  -0.0724   0.9346   0.3154
 -11.250  -0.0371   0.12228   0.11602  -0.0771   0.9289   0.3266
 -11.000  -0.0124   0.11875   0.11239  -0.0802   0.9191   0.3415
 -10.750   0.0223   0.11329   0.10681  -0.0848   0.9122   0.3530
 -10.500  -0.0012   0.11490   0.10842  -0.0859   0.9040   0.3638
 -10.250   0.0547   0.10748   0.10084  -0.0896   0.8952   0.3768
 -10.000   0.0494   0.10634   0.09967  -0.0913   0.8885   0.3864
  -9.750   0.0783   0.10280   0.09603  -0.0925   0.8789   0.3995
  -9.500   0.0809   0.10085   0.09403  -0.0939   0.8723   0.4083
  -9.250   0.0993   0.09859   0.09171  -0.0942   0.8639   0.4212
  -9.000   0.0912   0.09775   0.09088  -0.0940   0.8569   0.4285
  -8.750   0.1226   0.09432   0.08731  -0.0957   0.8506   0.4413
  -8.500   0.0962   0.09537   0.08846  -0.0937   0.8441   0.4486
  -8.250   0.1358   0.09120   0.08417  -0.0953   0.8364   0.4586
  -8.000   0.1082   0.09259   0.08560  -0.0933   0.8312   0.4689
  -7.750   0.1452   0.08837   0.08129  -0.0951   0.8248   0.4757
  -7.500  -0.2126   0.07749   0.07097  -0.0917   0.8224   0.2853
  -7.250  -0.2503   0.07756   0.07113  -0.0852   0.8171   0.2841
  -7.000  -0.2914   0.07677   0.07038  -0.0792   0.8132   0.2823
  -6.750  -0.3357   0.07467   0.06827  -0.0742   0.8105   0.2803
  -6.500  -0.3806   0.07195   0.06546  -0.0694   0.8089   0.2785
  -6.250  -0.4194   0.06947   0.06283  -0.0648   0.8084   0.2781
  -6.000  -0.7491   0.07744   0.07207  -0.0121   1.0000   0.2381
  -5.750  -0.7591   0.07190   0.06619  -0.0122   1.0000   0.2415
  -5.500  -0.7674   0.06584   0.05957  -0.0125   1.0000   0.2457
  -5.250  -0.7637   0.06263   0.05604  -0.0118   1.0000   0.2509
  -5.000  -0.7509   0.06244   0.05593  -0.0103   1.0000   0.2571
  -4.750  -0.7447   0.05955   0.05260  -0.0099   1.0000   0.2633
  -4.500  -0.7361   0.05727   0.04996  -0.0092   1.0000   0.2692
  -4.250  -0.7222   0.05704   0.04981  -0.0080   1.0000   0.2754
  -4.000  -0.7110   0.05542   0.04781  -0.0074   1.0000   0.2824
  -3.750  -0.6987   0.05413   0.04627  -0.0067   1.0000   0.2886
  -3.500  -0.6700   0.05482   0.04692  -0.0083   0.9938   0.2973
  -3.250  -0.6427   0.05447   0.04616  -0.0102   0.9852   0.3066
  -3.000  -0.6123   0.05556   0.04726  -0.0120   0.9763   0.3158
  -2.750  -0.5812   0.05598   0.04734  -0.0142   0.9653   0.3264
  -2.500  -0.5554   0.05647   0.04785  -0.0151   0.9525   0.3362
  -2.250  -0.5295   0.05684   0.04800  -0.0162   0.9412   0.3472
  -2.000  -0.4930   0.05866   0.04968  -0.0188   0.9302   0.3622
  -1.750  -0.4738   0.05850   0.04957  -0.0184   0.9155   0.3734
  -1.500  -0.4516   0.05905   0.05001  -0.0186   0.9042   0.3885
  -1.250  -0.4182   0.06065   0.05162  -0.0203   0.8926   0.4102
  -1.000  -0.4023   0.06055   0.05152  -0.0193   0.8780   0.4306
  -0.750  -0.3638   0.06336   0.05432  -0.0215   0.8703   0.4695
  -0.500  -0.3565   0.06217   0.05330  -0.0189   0.8550   0.4966
  -0.250  -0.3320   0.06372   0.05497  -0.0186   0.8478   0.5411
   0.000  -0.3153   0.06366   0.05502  -0.0171   0.8329   0.5825
   0.250  -0.2989   0.06445   0.05589  -0.0159   0.8235   0.6229
   0.500  -0.2744   0.06544   0.05699  -0.0155   0.8114   0.6663
   0.750  -0.2587   0.06630   0.05802  -0.0142   0.8031   0.7045
   1.000  -0.2357   0.06713   0.05905  -0.0136   0.7910   0.7519
   1.250  -0.2096   0.06864   0.06084  -0.0141   0.7836   0.8089
   1.500  -0.1219   0.07227   0.06484  -0.0274   0.7690   0.9198
   1.750  -0.0661   0.07478   0.06712  -0.0383   0.7578   1.0000
   2.000  -0.0418   0.07635   0.06825  -0.0401   0.7484   1.0000
   2.250  -0.0373   0.07694   0.06857  -0.0388   0.7388   1.0000
   2.500  -0.0121   0.07883   0.07018  -0.0399   0.7290   1.0000
   2.750   0.0078   0.08123   0.07233  -0.0405   0.7236   1.0000
   3.000   0.0131   0.08139   0.07234  -0.0389   0.7114   1.0000
   3.250   0.0516   0.08528   0.07598  -0.0414   0.7059   1.0000
   3.500   0.0403   0.08440   0.07500  -0.0381   0.6948   1.0000
   3.750   0.0695   0.08709   0.07750  -0.0393   0.6877   1.0000
   4.000   0.0837   0.08933   0.07960  -0.0392   0.6831   1.0000
   4.250   0.0865   0.08949   0.07966  -0.0376   0.6716   1.0000
   4.500   0.1199   0.09297   0.08298  -0.0393   0.6661   1.0000
   4.750   0.1142   0.09317   0.08310  -0.0371   0.6582   1.0000
   5.000   0.1313   0.09486   0.08469  -0.0370   0.6497   1.0000
   5.250   0.1650   0.09874   0.08843  -0.0388   0.6451   1.0000
   5.500   0.1553   0.09858   0.08823  -0.0364   0.6376   1.0000
   5.750   0.1722   0.10034   0.08989  -0.0364   0.6290   1.0000
   6.000   0.2065   0.10442   0.09386  -0.0382   0.6244   1.0000
   6.250   0.1967   0.10440   0.09380  -0.0361   0.6181   1.0000
   6.500   0.2094   0.10591   0.09524  -0.0358   0.6096   1.0000
   6.750   0.2401   0.10957   0.09881  -0.0372   0.6046   1.0000
   7.000   0.2407   0.11088   0.10008  -0.0362   0.5999   1.0000
   7.250   0.2463   0.11170   0.10086  -0.0354   0.5905   1.0000
   7.500   0.2720   0.11487   0.10397  -0.0364   0.5855   1.0000
   7.750   0.3067   0.12031   0.10932  -0.0383   0.5827   1.0000
   8.000   0.2815   0.11773   0.10676  -0.0353   0.5728   1.0000
   8.250   0.3039   0.12048   0.10946  -0.0359   0.5668   1.0000
   8.500   0.3378   0.12558   0.11451  -0.0376   0.5637   1.0000
   8.750   0.3181   0.12421   0.11314  -0.0355   0.5569   1.0000
   9.000   0.3329   0.12623   0.11513  -0.0357   0.5497   1.0000
   9.250   0.3621   0.13033   0.11919  -0.0369   0.5454   1.0000
   9.500   0.3608   0.13161   0.12046  -0.0364   0.5414   1.0000
   9.750   0.3640   0.13242   0.12127  -0.0360   0.5334   1.0000
  10.000   0.3854   0.13540   0.12423  -0.0366   0.5283   1.0000
  10.250   0.4198   0.14122   0.13002  -0.0383   0.5253   1.0000
  10.500   0.3977   0.13904   0.12786  -0.0366   0.5181   1.0000
  10.750   0.4126   0.14130   0.13011  -0.0370   0.5118   1.0000
<< Back to DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DEFIANT CANARD BL20 AIRFOIL (defcnd1-il)