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

WACO COOTIE AIRFOIL (cootie-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WACO COOTIE AIRFOIL (cootie-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.35 at α=9.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-cootie-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-cootie-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WACO COOTIE AIRFOIL                             
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2977   0.11645   0.10962  -0.0312   1.0000   0.1198
  -9.250  -0.3054   0.11613   0.10942  -0.0324   1.0000   0.1221
  -9.000  -0.3205   0.11672   0.11019  -0.0326   1.0000   0.1228
  -8.750  -0.2966   0.10908   0.10253  -0.0310   1.0000   0.1274
  -8.500  -0.2976   0.10687   0.10040  -0.0298   1.0000   0.1310
  -8.250  -0.3071   0.10580   0.09946  -0.0283   1.0000   0.1338
  -8.000  -0.3238   0.10563   0.09945  -0.0263   1.0000   0.1355
  -7.750  -0.3405   0.10586   0.09983  -0.0262   1.0000   0.1366
  -7.500  -0.3542   0.10607   0.10016  -0.0279   1.0000   0.1373
  -7.250  -0.3405   0.09930   0.09340  -0.0216   1.0000   0.1412
  -7.000  -0.3439   0.09722   0.09139  -0.0201   1.0000   0.1448
  -6.750  -0.3501   0.09584   0.09008  -0.0203   1.0000   0.1487
  -6.500  -0.3561   0.09641   0.09067  -0.0266   1.0000   0.1514
  -6.250  -0.3541   0.09127   0.08564  -0.0206   1.0000   0.1542
  -6.000  -0.3527   0.08868   0.08309  -0.0190   1.0000   0.1595
  -5.750  -0.3473   0.08776   0.08214  -0.0257   1.0000   0.1663
  -5.500  -0.3476   0.08380   0.07826  -0.0202   1.0000   0.1713
  -5.250  -0.3372   0.08213   0.07653  -0.0256   1.0000   0.1813
  -5.000  -0.3361   0.07878   0.07327  -0.0215   1.0000   0.1873
  -4.500  -0.3098   0.07416   0.06854  -0.0280   1.0000   0.2113
  -4.250  -0.3048   0.07118   0.06562  -0.0254   1.0000   0.2208
  -4.000  -0.2856   0.06902   0.06336  -0.0297   1.0000   0.2416
  -3.750  -0.2765   0.06615   0.06053  -0.0286   1.0000   0.2588
  -3.500  -0.2640   0.06391   0.05825  -0.0288   1.0000   0.2887
  -3.250  -0.2554   0.06149   0.05588  -0.0272   1.0000   0.3209
  -2.250  -0.2362   0.05195   0.04668  -0.0132   1.0000   0.5283
  -2.000  -0.2290   0.04934   0.04415  -0.0092   0.9988   0.5760
  -1.750  -0.2008   0.04656   0.04141  -0.0088   0.9907   0.6352
  -1.500  -0.1689   0.04403   0.03889  -0.0093   0.9823   0.6843
  -1.250   0.1234   0.04376   0.03524  -0.0814   0.9634   0.2219
  -1.000   0.1838   0.04236   0.03308  -0.0876   0.9536   0.1928
  -0.750   0.2360   0.04118   0.03146  -0.0925   0.9431   0.1861
  -0.500   0.2805   0.04063   0.03033  -0.0956   0.9312   0.1796
  -0.250   0.3244   0.04006   0.02937  -0.0986   0.9192   0.1801
   0.000   0.3688   0.03940   0.02852  -0.1017   0.9075   0.1901
   0.250   0.4205   0.03870   0.02760  -0.1055   0.8967   0.2157
   0.500   0.4576   0.03805   0.02704  -0.1070   0.8843   0.2603
   0.750   0.4940   0.03727   0.02713  -0.1092   0.8718   0.4101
   1.000   0.5204   0.03648   0.02707  -0.1082   0.8585   1.0000
   1.250   0.5534   0.03723   0.02740  -0.1091   0.8448   1.0000
   1.500   0.5856   0.03795   0.02784  -0.1100   0.8310   1.0000
   1.750   0.6178   0.03864   0.02834  -0.1109   0.8174   1.0000
   2.000   0.6505   0.03926   0.02881  -0.1118   0.8037   1.0000
   2.250   0.6860   0.03974   0.02918  -0.1130   0.7908   1.0000
   2.500   0.7209   0.04016   0.02953  -0.1140   0.7779   1.0000
   2.750   0.7474   0.04085   0.03018  -0.1139   0.7636   1.0000
   3.000   0.7725   0.04160   0.03090  -0.1136   0.7495   1.0000
   3.250   0.7968   0.04239   0.03169  -0.1132   0.7355   1.0000
   3.500   0.8202   0.04325   0.03257  -0.1127   0.7217   1.0000
   3.750   0.8420   0.04423   0.03357  -0.1121   0.7082   1.0000
   4.000   0.8628   0.04530   0.03467  -0.1114   0.6949   1.0000
   4.250   0.8834   0.04644   0.03584  -0.1108   0.6822   1.0000
   4.500   0.9118   0.04709   0.03658  -0.1107   0.6713   1.0000
   4.750   0.9464   0.04721   0.03678  -0.1108   0.6614   1.0000
   5.000   0.9535   0.04942   0.03906  -0.1094   0.6481   1.0000
   5.250   0.9579   0.05195   0.04164  -0.1079   0.6353   1.0000
   5.500   0.9668   0.05421   0.04397  -0.1067   0.6236   1.0000
   5.750   1.0155   0.05315   0.04310  -0.1073   0.6163   1.0000
   6.000   1.0060   0.05703   0.04703  -0.1054   0.6030   1.0000
   6.250   0.9977   0.06091   0.05096  -0.1039   0.5909   1.0000
   6.500   1.0076   0.06323   0.05338  -0.1029   0.5803   1.0000
   6.750   1.0490   0.06262   0.05297  -0.1026   0.5712   1.0000
   7.000   1.0271   0.06793   0.05830  -0.1011   0.5590   1.0000
   7.250   1.0210   0.07186   0.06230  -0.1001   0.5485   1.0000
   7.500   1.0489   0.07256   0.06323  -0.0994   0.5384   1.0000
   7.750   1.0547   0.07536   0.06615  -0.0985   0.5275   1.0000
   8.000   1.0378   0.08041   0.07124  -0.0976   0.5165   1.0000
   8.250   1.0454   0.08286   0.07383  -0.0965   0.5037   1.0000
   8.500   1.3415   0.04846   0.04065  -0.0923   0.4675   1.0000
   8.750   1.1449   0.07532   0.06695  -0.0901   0.4630   1.0000
   9.000   1.1698   0.07438   0.06626  -0.0874   0.4457   1.0000
   9.250   1.4322   0.03976   0.03221  -0.0829   0.3726   1.0000
   9.500   1.4321   0.03940   0.03182  -0.0779   0.3385   1.0000
   9.750   1.4223   0.04003   0.03239  -0.0724   0.3056   1.0000
  10.000   1.4039   0.04174   0.03408  -0.0668   0.2749   1.0000
  10.250   1.3826   0.04440   0.03669  -0.0622   0.2383   1.0000
  10.500   1.3601   0.04791   0.03984  -0.0587   0.1992   1.0000
  10.750   1.3384   0.05221   0.04365  -0.0559   0.1674   1.0000
  11.000   1.3211   0.05672   0.04778  -0.0537   0.1419   1.0000
  11.250   1.3115   0.06064   0.05135  -0.0517   0.1237   1.0000
  11.500   1.3124   0.06382   0.05440  -0.0497   0.1090   1.0000
  11.750   1.3382   0.06544   0.05592  -0.0469   0.0959   1.0000
  12.000   1.3872   0.06727   0.05765  -0.0450   0.0849   1.0000
  12.250   1.3872   0.07088   0.06173  -0.0436   0.0822   1.0000
  12.500   1.3880   0.07469   0.06590  -0.0424   0.0795   1.0000
  12.750   1.3896   0.07864   0.07013  -0.0415   0.0773   1.0000
  13.000   1.3866   0.08304   0.07483  -0.0407   0.0763   1.0000
  13.250   1.3747   0.08799   0.08009  -0.0404   0.0760   1.0000
  13.500   1.3531   0.09368   0.08613  -0.0409   0.0764   1.0000
  13.750   1.3248   0.10038   0.09316  -0.0427   0.0772   1.0000
  14.000   1.2928   0.10819   0.10127  -0.0459   0.0783   1.0000
  14.250   1.2584   0.11731   0.11064  -0.0507   0.0799   1.0000
  14.500   1.2258   0.12753   0.12103  -0.0565   0.0819   1.0000
  14.750   1.2005   0.13768   0.13127  -0.0623   0.0836   1.0000
  15.000   1.1827   0.14722   0.14084  -0.0674   0.0848   1.0000
<< Back to WACO COOTIE AIRFOIL (cootie-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WACO COOTIE AIRFOIL (cootie-il)