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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AS5048 (18%) (as5048-il)