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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 8.82 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-drgnfly-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-drgnfly-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.000   0.0473   0.11325   0.10797  -0.1103   0.6650   0.0542
 -11.750   0.0305   0.11078   0.10556  -0.1141   0.6643   0.0560
 -11.500   0.0205   0.10695   0.10177  -0.1167   0.6635   0.0566
 -11.250   0.0441   0.10401   0.09880  -0.1153   0.6621   0.0575
 -11.000   0.0576   0.10174   0.09657  -0.1152   0.6606   0.0585
 -10.750   0.0673   0.09956   0.09443  -0.1155   0.6591   0.0600
 -10.500   0.0723   0.09716   0.09206  -0.1163   0.6576   0.0617
 -10.250   0.0629   0.09433   0.08929  -0.1189   0.6562   0.0655
 -10.000   0.0291   0.09040   0.08549  -0.1248   0.6552   0.0666
  -9.750   0.0493   0.08688   0.08195  -0.1227   0.6536   0.0678
  -9.500   0.0663   0.08514   0.08018  -0.1216   0.6520   0.0690
  -9.250   0.0755   0.08311   0.07815  -0.1215   0.6507   0.0707
  -9.000   0.0782   0.08069   0.07574  -0.1221   0.6496   0.0726
  -8.750   0.0746   0.07780   0.07287  -0.1235   0.6486   0.0749
  -8.500   0.0274   0.07156   0.06673  -0.1312   0.6477   0.0778
  -8.250  -0.0217   0.06962   0.06468  -0.1292   0.6469   0.0782
  -8.000  -0.0536   0.06845   0.06337  -0.1264   0.6455   0.0786
  -7.750  -0.0304   0.06290   0.05809  -0.1277   0.6438   0.0803
  -7.500  -0.0141   0.06141   0.05670  -0.1269   0.6420   0.0817
  -7.250  -0.0093   0.05988   0.05519  -0.1257   0.6402   0.0833
  -7.000  -0.0100   0.05804   0.05330  -0.1244   0.6384   0.0857
  -6.750  -0.0426   0.05885   0.05342  -0.1194   0.6367   0.0920
  -6.500  -0.0168   0.04122   0.03653  -0.1150   0.6335   0.0947
  -6.250  -0.0037   0.03941   0.03471  -0.1141   0.6325   0.0970
  -6.000   0.0036   0.03771   0.03290  -0.1126   0.6315   0.1015
  -5.750  -0.0076   0.03556   0.03048  -0.1094   0.6298   0.1090
  -5.500  -0.0072   0.03585   0.03097  -0.1073   0.6260   0.1106
  -5.250  -0.0036   0.03558   0.03075  -0.1052   0.6228   0.1135
  -5.000   0.0030   0.03924   0.03237  -0.1045   0.6263   0.0693
  -4.750   0.0105   0.03779   0.03068  -0.1014   0.6235   0.0619
  -4.500   0.0207   0.03628   0.02850  -0.0979   0.6212   0.0570
  -4.250   0.0383   0.03557   0.02760  -0.0964   0.6196   0.0569
  -4.000   0.0583   0.03443   0.02637  -0.0954   0.6184   0.0581
  -3.750   0.0815   0.03366   0.02546  -0.0947   0.6174   0.0587
  -3.500  -0.0810   0.04529   0.03763  -0.0735   0.6049   0.0566
  -3.250  -0.0782   0.04574   0.03796  -0.0706   0.6032   0.0565
  -3.000  -0.0476   0.04380   0.03586  -0.0707   0.6022   0.0577
  -2.750  -0.0139   0.04256   0.03446  -0.0709   0.6014   0.0584
  -2.500   0.0264   0.04114   0.03292  -0.0719   0.6008   0.0593
  -2.250   0.0138   0.04297   0.03471  -0.0675   0.5976   0.0593
  -2.000   0.0756   0.04055   0.03219  -0.0706   0.5981   0.0611
  -1.750   0.1289   0.03902   0.03058  -0.0733   0.5985   0.0648
  -1.500   0.1745   0.03759   0.02908  -0.0750   0.5988   0.0676
   3.500   0.3217   0.06685   0.06085  -0.0560   0.5338   1.0000
   3.750   0.3342   0.06793   0.06188  -0.0551   0.5298   1.0000
   4.000   0.3577   0.06858   0.06244  -0.0549   0.5277   1.0000
   4.250   0.4001   0.06796   0.06170  -0.0556   0.5258   1.0000
   4.500   0.4404   0.06758   0.06121  -0.0562   0.5248   1.0000
   4.750   0.4785   0.06741   0.06096  -0.0568   0.5241   1.0000
   5.000   0.4274   0.07203   0.06566  -0.0527   0.5128   1.0000
   5.250   0.4615   0.07199   0.06554  -0.0531   0.5114   1.0000
   5.500   0.4967   0.07189   0.06538  -0.0534   0.5105   1.0000
   5.750   0.5314   0.07189   0.06531  -0.0538   0.5098   1.0000
   6.000   0.4848   0.07664   0.07014  -0.0504   0.4985   1.0000
   6.250   0.5197   0.07643   0.06987  -0.0508   0.4971   1.0000
   6.500   0.5531   0.07644   0.06983  -0.0511   0.4962   1.0000
   6.750   0.5868   0.07639   0.06974  -0.0514   0.4955   1.0000
   7.000   0.5442   0.08121   0.07463  -0.0485   0.4841   1.0000
   7.250   0.5753   0.08127   0.07466  -0.0487   0.4828   1.0000
   7.500   0.5960   0.08202   0.07538  -0.0484   0.4795   1.0000
   7.750   0.6410   0.08113   0.07445  -0.0492   0.4808   1.0000
   8.000   0.6044   0.08580   0.07919  -0.0469   0.4697   1.0000
   8.250   0.6350   0.08580   0.07917  -0.0471   0.4684   1.0000
   8.500   0.6687   0.08557   0.07892  -0.0474   0.4676   1.0000
   8.750   0.7006   0.08548   0.07883  -0.0475   0.4669   1.0000
   9.000   0.6636   0.09054   0.08394  -0.0456   0.4552   1.0000
   9.250   0.6943   0.09047   0.08388  -0.0457   0.4540   1.0000
   9.500   0.7166   0.09106   0.08447  -0.0456   0.4515   1.0000
   9.750   0.6972   0.09496   0.08843  -0.0444   0.4420   1.0000
  10.000   0.7251   0.09503   0.08850  -0.0445   0.4406   1.0000
  10.250   0.7558   0.09476   0.08824  -0.0446   0.4395   1.0000
  10.500   0.7862   0.09453   0.08803  -0.0446   0.4387   1.0000
  10.750   0.7578   0.09959   0.09314  -0.0435   0.4272   1.0000
  11.000   0.7867   0.09938   0.09296  -0.0435   0.4259   1.0000
  11.250   0.8164   0.09906   0.09267  -0.0436   0.4250   1.0000
  11.500   0.8453   0.09888   0.09251  -0.0436   0.4243   1.0000
  11.750   0.8200   0.10380   0.09749  -0.0427   0.4123   1.0000
  12.000   0.8482   0.10351   0.09724  -0.0427   0.4112   1.0000
  12.250   0.8771   0.10313   0.09691  -0.0427   0.4104   1.0000
  12.500   0.8562   0.10789   0.10172  -0.0421   0.3986   1.0000
  12.750   0.8829   0.10763   0.10150  -0.0420   0.3973   1.0000
  13.000   0.9115   0.10712   0.10105  -0.0420   0.3964   1.0000
  13.250   0.9403   0.10657   0.10055  -0.0419   0.3956   1.0000
  13.500   0.9200   0.11142   0.10546  -0.0415   0.3833   1.0000
  13.750   0.9112   0.11524   0.10934  -0.0413   0.3738   1.0000
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)