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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WACO COOTIE AIRFOIL (cootie-il)