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

AS5048 (18%) (as5048-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AS5048 (18%) (as5048-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.96 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-as5048-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-as5048-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AS5048 (18%)                                    
  
 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  -0.5384   0.10603   0.09902  -0.0521   1.0000   0.1324
 -11.750  -0.5373   0.10015   0.09314  -0.0534   1.0000   0.1258
 -11.500  -0.6618   0.08605   0.07890  -0.0618   1.0000   0.1157
 -11.250  -0.6636   0.08135   0.07422  -0.0616   1.0000   0.1139
 -11.000  -0.6851   0.07696   0.06978  -0.0607   1.0000   0.1120
 -10.750  -0.7140   0.07321   0.06596  -0.0584   1.0000   0.1100
 -10.500  -0.7478   0.07025   0.06291  -0.0541   1.0000   0.1081
 -10.250  -0.7798   0.06719   0.05965  -0.0495   1.0000   0.1058
 -10.000  -0.8327   0.06627   0.05823  -0.0413   1.0000   0.1026
  -9.750  -0.8454   0.06450   0.05635  -0.0367   1.0000   0.1020
  -9.500  -0.8596   0.06281   0.05459  -0.0318   1.0000   0.1016
  -9.250  -0.8700   0.06088   0.05251  -0.0275   1.0000   0.1012
  -9.000  -0.8758   0.05869   0.05013  -0.0238   1.0000   0.1007
  -8.750  -0.8773   0.05638   0.04758  -0.0205   1.0000   0.1003
  -8.500  -0.8746   0.05400   0.04494  -0.0177   1.0000   0.0998
  -8.250  -0.8677   0.05163   0.04228  -0.0152   1.0000   0.0992
  -8.000  -0.8568   0.04936   0.03971  -0.0130   1.0000   0.0989
  -7.750  -0.8422   0.04726   0.03730  -0.0111   1.0000   0.0989
  -7.500  -0.8251   0.04543   0.03517  -0.0094   1.0000   0.0999
  -7.250  -0.8084   0.04400   0.03338  -0.0076   1.0000   0.1020
  -7.000  -0.7782   0.04211   0.03168  -0.0074   1.0000   0.1066
  -6.750  -0.7471   0.04103   0.03057  -0.0067   1.0000   0.1114
  -6.500  -0.7097   0.04031   0.02984  -0.0062   1.0000   0.1182
  -6.250  -0.6909   0.03955   0.02921  -0.0041   1.0000   0.1275
  -6.000  -0.6821   0.03861   0.02837  -0.0011   1.0000   0.1369
  -5.750  -0.6781   0.03752   0.02734   0.0023   1.0000   0.1482
  -5.500  -0.6784   0.03603   0.02607   0.0057   1.0000   0.1655
  -5.250  -0.4499   0.05998   0.05247   0.0198   1.0000   0.7660
  -5.000  -0.4448   0.05930   0.05161   0.0224   1.0000   0.7875
  -4.750  -0.3994   0.05869   0.05069   0.0193   1.0000   0.8110
  -4.500  -0.3716   0.05799   0.04976   0.0182   1.0000   0.8323
  -4.250  -0.3501   0.05725   0.04882   0.0178   1.0000   0.8516
  -4.000  -0.3278   0.05650   0.04789   0.0170   1.0000   0.8692
  -3.750  -0.3039   0.05574   0.04696   0.0158   1.0000   0.8851
  -3.500  -0.2816   0.05502   0.04607   0.0146   1.0000   0.8992
  -3.250  -0.2680   0.05438   0.04531   0.0147   1.0000   0.9109
  -3.000  -0.2519   0.05384   0.04463   0.0144   1.0000   0.9218
  -2.750  -0.2260   0.05326   0.04391   0.0123   1.0000   0.9322
  -2.500  -0.2123   0.05281   0.04335   0.0123   1.0000   0.9406
  -2.250  -0.1936   0.05243   0.04286   0.0113   1.0000   0.9487
  -2.000  -0.1740   0.05207   0.04241   0.0102   1.0000   0.9559
  -1.750  -0.1606   0.05184   0.04209   0.0101   1.0000   0.9624
  -1.500  -0.1391   0.05161   0.04176   0.0086   1.0000   0.9686
  -1.250  -0.1261   0.05150   0.04158   0.0086   1.0000   0.9740
  -1.000  -0.1034   0.05139   0.04140   0.0067   1.0000   0.9796
  -0.750  -0.0596   0.05145   0.04135   0.0006   0.9941   0.9851
  -0.500  -0.0125   0.05144   0.04127  -0.0061   0.9873   0.9905
  -0.250   0.0278   0.05151   0.04129  -0.0114   0.9802   0.9950
   0.000   0.0727   0.05166   0.04139  -0.0176   0.9725   0.9997
   0.250   0.0990   0.05183   0.04153  -0.0201   0.9649   1.0000
   0.500   0.1157   0.05201   0.04171  -0.0207   0.9570   1.0000
   0.750   0.1388   0.05229   0.04198  -0.0225   0.9485   1.0000
   1.000   0.1628   0.05261   0.04229  -0.0243   0.9394   1.0000
   1.250   0.1761   0.05296   0.04266  -0.0242   0.9300   1.0000
   1.500   0.1999   0.05341   0.04311  -0.0259   0.9200   1.0000
   1.750   0.2220   0.05386   0.04359  -0.0272   0.9093   1.0000
   2.000   0.2316   0.05438   0.04414  -0.0263   0.8984   1.0000
   2.250   0.2541   0.05497   0.04475  -0.0275   0.8865   1.0000
   2.500   0.2896   0.05556   0.04537  -0.0307   0.8735   1.0000
   2.750   0.2890   0.05616   0.04602  -0.0280   0.8608   1.0000
   3.000   0.3018   0.05684   0.04674  -0.0273   0.8470   1.0000
   3.250   0.3204   0.05751   0.04746  -0.0275   0.8321   1.0000
   3.500   0.3413   0.05817   0.04816  -0.0278   0.8167   1.0000
   3.750   0.3627   0.05879   0.04885  -0.0281   0.8005   1.0000
   4.000   0.3826   0.05939   0.04951  -0.0280   0.7839   1.0000
   4.250   0.3992   0.05997   0.05014  -0.0272   0.7667   1.0000
   4.500   0.4131   0.06052   0.05075  -0.0260   0.7493   1.0000
   4.750   0.4244   0.06103   0.05132  -0.0243   0.7313   1.0000
   5.000   0.4350   0.06148   0.05183  -0.0224   0.7135   1.0000
   5.250   0.4450   0.06186   0.05227  -0.0203   0.6956   1.0000
   5.500   0.4548   0.06217   0.05263  -0.0181   0.6781   1.0000
   5.750   0.4641   0.06239   0.05292  -0.0158   0.6611   1.0000
   6.000   0.4720   0.06251   0.05310  -0.0132   0.6444   1.0000
   6.250   0.4785   0.06256   0.05319  -0.0105   0.6282   1.0000
   6.500   0.4837   0.06251   0.05319  -0.0074   0.6125   1.0000
   6.750   0.4896   0.06235   0.05307  -0.0045   0.5973   1.0000
   7.000   0.4975   0.06221   0.05299  -0.0019   0.5817   1.0000
   7.250   0.5087   0.06247   0.05331  -0.0004   0.5646   1.0000
   7.500   0.5274   0.06281   0.05374   0.0001   0.5470   1.0000
   7.750   0.5518   0.06298   0.05401   0.0001   0.5293   1.0000
   8.000   0.5792   0.06307   0.05419  -0.0001   0.5122   1.0000
   8.250   0.6083   0.06299   0.05421  -0.0001   0.4953   1.0000
   8.500   0.6376   0.06287   0.05421  -0.0001   0.4789   1.0000
   8.750   0.7514   0.05326   0.04490   0.0005   0.4719   1.0000
   9.000   0.8235   0.04819   0.03999   0.0008   0.4563   1.0000
   9.250   0.9048   0.04356   0.03546  -0.0007   0.4342   1.0000
   9.500   1.0008   0.04009   0.03187  -0.0058   0.4032   1.0000
   9.750   1.0160   0.04118   0.03296  -0.0046   0.3835   1.0000
  10.000   1.0369   0.04221   0.03399  -0.0039   0.3641   1.0000
  10.250   1.0606   0.04322   0.03497  -0.0036   0.3449   1.0000
  10.500   1.0814   0.04450   0.03623  -0.0030   0.3273   1.0000
  11.250   1.1181   0.04954   0.04136   0.0011   0.2833   1.0000
  11.500   1.1356   0.05122   0.04301   0.0019   0.2692   1.0000
  11.750   1.1215   0.05392   0.04590   0.0055   0.2611   1.0000
  12.000   1.1215   0.05647   0.04854   0.0074   0.2517   1.0000
  12.250   1.0843   0.06098   0.05330   0.0110   0.2485   1.0000
  12.500   1.0505   0.06616   0.05866   0.0128   0.2450   1.0000
  12.750   1.0109   0.07275   0.06539   0.0134   0.2426   1.0000
  13.000   0.9686   0.08086   0.07359   0.0127   0.2405   1.0000
<< Back to AS5048 (18%) (as5048-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AS5048 (18%) (as5048-il)