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

DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 8.44 at α=9.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-drgnfly-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-drgnfly-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: DRAGONFLY CANARD                                
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750   0.0172   0.12572   0.11887  -0.1014   0.6585   0.0628
 -12.500   0.0077   0.12387   0.11708  -0.1042   0.6573   0.0660
 -12.250  -0.0047   0.12175   0.11502  -0.1074   0.6563   0.0666
 -12.000   0.0135   0.11751   0.11076  -0.1070   0.6546   0.0676
 -11.750   0.0293   0.11456   0.10779  -0.1069   0.6531   0.0687
 -11.500   0.0388   0.11184   0.10506  -0.1074   0.6517   0.0700
 -11.250   0.0450   0.10917   0.10238  -0.1083   0.6504   0.0711
 -11.000   0.0498   0.10647   0.09967  -0.1093   0.6492   0.0721
 -10.750   0.0535   0.10373   0.09691  -0.1104   0.6480   0.0730
 -10.250   0.0264   0.09134   0.08455  -0.1170   0.6463   0.0473
 -10.000   0.0296   0.08843   0.08170  -0.1178   0.6446   0.0470
  -9.750   0.0256   0.08466   0.07801  -0.1196   0.6429   0.0471
  -9.500   0.0250   0.08139   0.07479  -0.1207   0.6413   0.0468
  -9.250   0.0225   0.07790   0.07136  -0.1221   0.6398   0.0465
  -9.000   0.0193   0.07438   0.06788  -0.1236   0.6383   0.0459
  -8.750   0.0091   0.06974   0.06328  -0.1265   0.6370   0.0451
  -8.500  -0.0135   0.06462   0.05815  -0.1291   0.6357   0.0442
  -8.250  -0.0396   0.06127   0.05473  -0.1278   0.6345   0.0435
  -8.000  -0.0621   0.05793   0.05123  -0.1257   0.6333   0.0429
  -7.750  -0.0803   0.05437   0.04742  -0.1234   0.6322   0.0422
  -7.500  -0.0905   0.05114   0.04386  -0.1209   0.6312   0.0418
  -7.250  -0.0957   0.04849   0.04091  -0.1182   0.6294   0.0415
  -7.000  -0.0959   0.04649   0.03868  -0.1156   0.6269   0.0415
  -6.750  -0.0918   0.04469   0.03663  -0.1132   0.6247   0.0416
  -6.500  -0.0835   0.04322   0.03493  -0.1112   0.6227   0.0420
  -6.250  -0.0722   0.04206   0.03357  -0.1094   0.6210   0.0429
  -6.000  -0.0599   0.04080   0.03204  -0.1076   0.6195   0.0439
  -5.750  -0.0461   0.03947   0.03039  -0.1058   0.6181   0.0447
  -5.500  -0.0302   0.03814   0.02872  -0.1042   0.6169   0.0454
  -5.250  -0.0118   0.03690   0.02716  -0.1028   0.6159   0.0458
  -5.000   0.0090   0.03576   0.02571  -0.1018   0.6149   0.0463
  -4.750   0.0147   0.03587   0.02575  -0.0990   0.6111   0.0467
  -4.500   0.0266   0.03566   0.02540  -0.0969   0.6081   0.0473
  -4.250   0.0420   0.03525   0.02496  -0.0954   0.6059   0.0485
  -4.000   0.0596   0.03498   0.02467  -0.0942   0.6042   0.0501
  -3.750   0.0790   0.03465   0.02424  -0.0931   0.6027   0.0517
  -3.500   0.0999   0.03424   0.02373  -0.0921   0.6015   0.0531
  -3.250   0.1218   0.03381   0.02320  -0.0912   0.6004   0.0544
  -3.000   0.1446   0.03340   0.02268  -0.0904   0.5995   0.0557
  -2.750   0.1008   0.03653   0.02602  -0.0818   0.5907   0.0553
  -2.500   0.1097   0.03685   0.02628  -0.0794   0.5884   0.0564
  -2.250   0.1241   0.03680   0.02626  -0.0776   0.5868   0.0585
  -2.000   0.1427   0.03672   0.02615  -0.0763   0.5856   0.0614
  -1.750   0.0643   0.04170   0.03120  -0.0648   0.5743   0.0580
  -1.500   0.0769   0.04208   0.03158  -0.0632   0.5723   0.0608
  -1.250   0.0950   0.04220   0.03163  -0.0619   0.5709   0.0644
  -1.000   0.1156   0.04214   0.03148  -0.0609   0.5699   0.0679
  -0.750   0.1390   0.04196   0.03125  -0.0601   0.5690   0.0726
   0.250   0.1538   0.04618   0.03563  -0.0512   0.5549   0.1276
   0.750   0.1556   0.04820   0.03908  -0.0481   0.5463   0.4730
   1.250   0.3016   0.04984   0.04187  -0.0683   0.5432   1.0000
   1.500   0.3215   0.05027   0.04212  -0.0675   0.5415   1.0000
   1.750   0.3440   0.05059   0.04226  -0.0668   0.5402   1.0000
   2.000   0.3670   0.05093   0.04244  -0.0663   0.5392   1.0000
   2.500   0.3541   0.05515   0.04656  -0.0613   0.5285   1.0000
   2.750   0.3751   0.05563   0.04691  -0.0607   0.5268   1.0000
   3.000   0.3977   0.05608   0.04722  -0.0603   0.5255   1.0000
   3.250   0.4212   0.05650   0.04752  -0.0599   0.5245   1.0000
   3.750   0.4162   0.06056   0.05153  -0.0561   0.5137   1.0000
   4.000   0.4376   0.06113   0.05199  -0.0557   0.5120   1.0000
   4.250   0.4605   0.06162   0.05239  -0.0554   0.5108   1.0000
   4.500   0.4845   0.06204   0.05273  -0.0552   0.5099   1.0000
   4.750   0.4637   0.06541   0.05613  -0.0526   0.5008   1.0000
   5.000   0.4835   0.06609   0.05675  -0.0522   0.4986   1.0000
   5.250   0.5052   0.06669   0.05728  -0.0519   0.4972   1.0000
   5.500   0.5287   0.06718   0.05770  -0.0517   0.4961   1.0000
   6.000   0.5322   0.07115   0.06166  -0.0493   0.4852   1.0000
   6.250   0.5530   0.07181   0.06228  -0.0490   0.4835   1.0000
   6.500   0.5757   0.07235   0.06278  -0.0488   0.4822   1.0000
   6.750   0.5996   0.07279   0.06318  -0.0487   0.4811   1.0000
   7.000   0.5822   0.07628   0.06672  -0.0468   0.4716   1.0000
   7.250   0.6019   0.07704   0.06746  -0.0466   0.4696   1.0000
   7.500   0.6241   0.07761   0.06800  -0.0464   0.4682   1.0000
   7.750   0.6482   0.07799   0.06837  -0.0463   0.4671   1.0000
   8.000   0.6322   0.08154   0.07197  -0.0447   0.4577   1.0000
   8.250   0.6513   0.08234   0.07277  -0.0445   0.4556   1.0000
   8.500   0.6732   0.08292   0.07335  -0.0444   0.4540   1.0000
   8.750   0.6971   0.08328   0.07371  -0.0443   0.4528   1.0000
   9.000   0.6819   0.08696   0.07745  -0.0430   0.4434   1.0000
   9.250   0.7011   0.08775   0.07825  -0.0428   0.4412   1.0000
   9.500   0.7232   0.08826   0.07878  -0.0427   0.4397   1.0000
   9.750   0.7471   0.08856   0.07910  -0.0426   0.4385   1.0000
  10.000   0.7315   0.09249   0.08309  -0.0416   0.4287   1.0000
  10.250   0.7512   0.09321   0.08384  -0.0414   0.4266   1.0000
  10.500   0.7740   0.09355   0.08421  -0.0413   0.4251   1.0000
  11.000   0.7814   0.09802   0.08880  -0.0405   0.4136   1.0000
  11.250   0.8024   0.09851   0.08932  -0.0403   0.4117   1.0000
  11.500   0.8259   0.09874   0.08960  -0.0403   0.4103   1.0000
  12.000   0.8323   0.10337   0.09436  -0.0396   0.3982   1.0000
  12.250   0.8550   0.10360   0.09465  -0.0395   0.3966   1.0000
  12.750   0.8629   0.10822   0.09942  -0.0390   0.3845   1.0000
  13.000   0.8853   0.10838   0.09966  -0.0389   0.3826   1.0000
  13.250   0.9087   0.10842   0.09976  -0.0388   0.3812   1.0000
  13.500   0.8948   0.11286   0.10429  -0.0387   0.3706   1.0000
  13.750   0.9164   0.11305   0.10456  -0.0386   0.3685   1.0000
  14.000   0.9397   0.11298   0.10457  -0.0384   0.3669   1.0000
  15.500   0.9795   0.12489   0.11705  -0.0385   0.3296   1.0000
  16.000   1.0225   0.12458   0.11695  -0.0382   0.3239   1.0000
  16.500   1.0375   0.12821   0.12081  -0.0385   0.3105   1.0000
  16.750   1.0631   0.12728   0.12002  -0.0382   0.3087   1.0000
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)