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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.92 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-drgnfly-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-drgnfly-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.5010   0.15525   0.15100  -0.0111   1.0000   0.2234
  -7.000  -0.4929   0.15280   0.14853  -0.0092   1.0000   0.2323
  -6.750  -0.5302   0.15195   0.14778  -0.0086   1.0000   0.2370
  -6.500  -0.5084   0.14815   0.14395  -0.0067   1.0000   0.2452
  -6.250  -0.5351   0.14670   0.14255  -0.0053   1.0000   0.2528
  -6.000  -0.5347   0.14360   0.13948  -0.0037   1.0000   0.2593
  -5.750  -0.5512   0.14188   0.13779  -0.0028   0.9978   0.2696
  -5.500  -0.5322   0.13889   0.13478  -0.0039   0.9926   0.2820
  -5.250  -0.5450   0.13639   0.13231  -0.0043   0.9845   0.2927
  -5.000  -0.5815   0.13460   0.13054  -0.0050   0.9756   0.3055
  -4.750  -0.5753   0.13208   0.12802  -0.0059   0.9689   0.3231
  -4.500  -0.5762   0.12921   0.12515  -0.0044   0.9598   0.3400
  -4.250  -0.5402   0.12694   0.12286  -0.0025   0.9547   0.3610
  -4.000  -0.5345   0.12459   0.12049   0.0004   0.9456   0.3834
  -3.750  -0.5211   0.12313   0.11902   0.0020   0.9393   0.4171
  -3.500  -0.5215   0.12087   0.11679   0.0063   0.9301   0.4473
  -3.250  -0.5284   0.12017   0.11609   0.0098   0.9234   0.4922
  -3.000  -0.4859   0.11810   0.11401   0.0134   0.9168   0.5341
  -2.750  -0.3527   0.12095   0.11698   0.0017   0.8663   0.5590
  -2.250  -0.4297   0.08555   0.07835  -0.0448   0.8908   0.1864
  -2.000  -0.4142   0.08202   0.07433  -0.0438   0.8827   0.1686
  -1.750  -0.3830   0.08013   0.07146  -0.0446   0.8760   0.1540
  -1.500  -0.3619   0.07896   0.07005  -0.0444   0.8713   0.1525
  -1.250  -0.3440   0.07736   0.06813  -0.0434   0.8618   0.1514
  -1.000  -0.3122   0.07738   0.06771  -0.0444   0.8576   0.1500
  -0.750  -0.3022   0.07581   0.06588  -0.0422   0.8493   0.1485
  -0.500  -0.2733   0.07574   0.06541  -0.0426   0.8432   0.1478
  -0.250  -0.2463   0.07630   0.06561  -0.0428   0.8391   0.1487
   0.000  -0.2318   0.07540   0.06443  -0.0412   0.8292   0.1519
   0.250  -0.1977   0.07648   0.06529  -0.0427   0.8251   0.1569
   0.500  -0.1868   0.07578   0.06455  -0.0410   0.8180   0.1605
   0.750  -0.1588   0.07639   0.06501  -0.0415   0.8115   0.1668
   1.000  -0.1183   0.07846   0.06699  -0.0442   0.8081   0.1806
   1.250  -0.1115   0.07747   0.06598  -0.0421   0.7996   0.1916
   1.500  -0.0795   0.07849   0.06711  -0.0435   0.7942   0.2247
   1.750   0.0070   0.07980   0.07086  -0.0556   0.7922   1.0000
   2.000   0.0093   0.07956   0.07037  -0.0530   0.7843   1.0000
   2.250   0.0341   0.08143   0.07186  -0.0535   0.7780   1.0000
   2.500   0.0605   0.08416   0.07425  -0.0545   0.7745   1.0000
   2.750   0.0625   0.08362   0.07355  -0.0519   0.7650   1.0000
   3.000   0.0903   0.08612   0.07577  -0.0531   0.7606   1.0000
   3.250   0.0967   0.08673   0.07622  -0.0514   0.7551   1.0000
   3.500   0.1138   0.08796   0.07726  -0.0511   0.7478   1.0000
   3.750   0.1442   0.09102   0.08008  -0.0526   0.7439   1.0000
   4.000   0.1432   0.09078   0.07975  -0.0501   0.7372   1.0000
   4.250   0.1632   0.09248   0.08129  -0.0502   0.7311   1.0000
   4.500   0.1930   0.09572   0.08433  -0.0518   0.7278   1.0000
   4.750   0.1897   0.09526   0.08381  -0.0491   0.7207   1.0000
   5.000   0.2104   0.09714   0.08555  -0.0494   0.7149   1.0000
   5.250   0.2399   0.10050   0.08877  -0.0510   0.7118   1.0000
   5.500   0.2353   0.10004   0.08827  -0.0484   0.7056   1.0000
   5.750   0.2536   0.10177   0.08989  -0.0485   0.6996   1.0000
   6.000   0.2823   0.10508   0.09308  -0.0499   0.6961   1.0000
   6.250   0.2802   0.10510   0.09307  -0.0478   0.6907   1.0000
   6.500   0.2950   0.10657   0.09448  -0.0476   0.6846   1.0000
   6.750   0.3206   0.10948   0.09730  -0.0487   0.6808   1.0000
   7.000   0.3296   0.11109   0.09886  -0.0481   0.6773   1.0000
   7.250   0.3352   0.11158   0.09933  -0.0469   0.6700   1.0000
   7.500   0.3572   0.11409   0.10179  -0.0476   0.6657   1.0000
   7.750   0.3879   0.11844   0.10608  -0.0495   0.6632   1.0000
   8.000   0.3750   0.11693   0.10459  -0.0465   0.6562   1.0000
   8.250   0.3930   0.11900   0.10664  -0.0469   0.6510   1.0000
   8.500   0.4191   0.12252   0.11012  -0.0481   0.6479   1.0000
   8.750   0.4181   0.12305   0.11066  -0.0468   0.6436   1.0000
   9.000   0.4281   0.12424   0.11186  -0.0464   0.6369   1.0000
   9.250   0.4504   0.12712   0.11473  -0.0473   0.6329   1.0000
   9.750   0.4642   0.12992   0.11756  -0.0464   0.6236   1.0000
  10.000   0.4820   0.13224   0.11989  -0.0469   0.6184   1.0000
  10.250   0.5085   0.13630   0.12397  -0.0483   0.6155   1.0000
  10.500   0.5026   0.13621   0.12392  -0.0470   0.6108   1.0000
  10.750   0.5142   0.13780   0.12554  -0.0470   0.6045   1.0000
  11.000   0.5374   0.14122   0.12900  -0.0481   0.6006   1.0000
  11.250   0.5472   0.14363   0.13145  -0.0483   0.5978   1.0000
  11.500   0.5473   0.14375   0.13162  -0.0475   0.5907   1.0000
  11.750   0.5672   0.14667   0.13459  -0.0484   0.5860   1.0000
  12.000   0.5928   0.15159   0.13956  -0.0499   0.5834   1.0000
  12.250   0.5805   0.14996   0.13798  -0.0484   0.5767   1.0000
  12.500   0.5981   0.15261   0.14071  -0.0491   0.5713   1.0000
<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to DRAGONFLY CANARD (drgnfly-il)