CURTISS CR-1 AIRFOIL (cr1-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CURTISS CR-1 AIRFOIL (cr1-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.74 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-cr1-il-50000.txt Download as CSV file: xf-cr1-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: CURTISS CR-1 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2632 0.13058 0.12331 -0.0382 1.0000 0.1842
-10.500 -0.2724 0.12999 0.12282 -0.0380 1.0000 0.1885
-10.250 -0.2983 0.13186 0.12487 -0.0380 1.0000 0.1902
-10.000 -0.2762 0.12520 0.11821 -0.0363 1.0000 0.1933
-9.750 -0.2702 0.12239 0.11545 -0.0344 1.0000 0.1984
-9.500 -0.2805 0.12161 0.11477 -0.0327 1.0000 0.2036
-9.250 -0.3063 0.12275 0.11607 -0.0308 1.0000 0.2061
-9.000 -0.3385 0.12445 0.11794 -0.0285 1.0000 0.2069
-8.750 -0.3023 0.11685 0.11029 -0.0262 1.0000 0.2129
-8.500 -0.3109 0.11569 0.10921 -0.0238 1.0000 0.2177
-8.250 -0.3334 0.11594 0.10958 -0.0214 1.0000 0.2216
-8.000 -0.3688 0.11743 0.11123 -0.0190 1.0000 0.2232
-7.750 -0.3588 0.11306 0.10689 -0.0171 1.0000 0.2261
-7.500 -0.3534 0.11034 0.10418 -0.0148 1.0000 0.2310
-7.250 -0.3680 0.10941 0.10333 -0.0125 1.0000 0.2358
-7.000 -0.4023 0.11004 0.10410 -0.0098 1.0000 0.2390
-6.750 -0.4452 0.11110 0.10530 -0.0076 1.0000 0.2402
-6.500 -0.4046 0.10471 0.09886 -0.0055 1.0000 0.2476
-6.250 -0.4250 0.10382 0.09805 -0.0027 1.0000 0.2528
-6.000 -0.4614 0.10393 0.09826 -0.0028 1.0000 0.2565
-5.750 -0.4463 0.09969 0.09405 0.0007 1.0000 0.2624
-5.500 -0.4575 0.09805 0.09244 0.0018 1.0000 0.2706
-5.250 -0.4691 0.09563 0.09008 0.0020 1.0000 0.2762
-5.000 -0.4651 0.09305 0.08752 0.0046 1.0000 0.2841
-4.750 -0.4762 0.09071 0.08520 0.0037 1.0000 0.2927
-4.500 -0.4719 0.08808 0.08259 0.0063 1.0000 0.3011
-4.250 -0.4750 0.08540 0.07992 0.0063 1.0000 0.3112
-4.000 -0.4762 0.08308 0.07757 0.0057 1.0000 0.3256
-3.750 -0.4741 0.08079 0.07526 0.0061 1.0000 0.3416
-3.500 -0.4709 0.07827 0.07275 0.0079 1.0000 0.3587
-3.250 -0.4677 0.07563 0.07016 0.0109 1.0000 0.3770
-3.000 -0.4645 0.07319 0.06777 0.0143 1.0000 0.3974
-2.750 -0.4636 0.07106 0.06567 0.0170 1.0000 0.4287
-2.500 -0.4637 0.06894 0.06361 0.0213 1.0000 0.4626
-2.000 -0.3369 0.05643 0.04917 -0.0181 1.0000 0.2576
-1.750 -0.3075 0.05181 0.04391 -0.0213 1.0000 0.2251
-1.500 -0.2858 0.04971 0.04133 -0.0219 1.0000 0.2233
-1.250 -0.2714 0.04824 0.03990 -0.0210 1.0000 0.2287
-1.000 -0.2523 0.04677 0.03814 -0.0210 1.0000 0.2308
-0.750 -0.2328 0.04565 0.03665 -0.0208 1.0000 0.2370
-0.500 -0.2144 0.04462 0.03534 -0.0205 1.0000 0.2433
-0.250 -0.1973 0.04405 0.03463 -0.0200 1.0000 0.2519
0.000 -0.0937 0.04534 0.03534 -0.0338 0.9561 0.2782
0.250 -0.0485 0.04541 0.03512 -0.0376 0.9375 0.2935
0.500 -0.0088 0.04552 0.03501 -0.0404 0.9207 0.3096
0.750 0.0290 0.04571 0.03507 -0.0427 0.9047 0.3264
1.000 0.0729 0.04599 0.03520 -0.0461 0.8879 0.3456
1.250 0.1188 0.04636 0.03547 -0.0499 0.8714 0.3715
1.500 0.1655 0.04661 0.03576 -0.0536 0.8548 0.4016
1.750 0.2115 0.04675 0.03614 -0.0571 0.8391 0.4489
2.000 0.2945 0.04555 0.03659 -0.0677 0.8215 1.0000
2.250 0.3306 0.04649 0.03701 -0.0691 0.8056 1.0000
2.500 0.3635 0.04732 0.03754 -0.0700 0.7897 1.0000
2.750 0.3951 0.04809 0.03810 -0.0707 0.7737 1.0000
3.000 0.4272 0.04879 0.03863 -0.0712 0.7577 1.0000
3.250 0.4605 0.04939 0.03910 -0.0718 0.7419 1.0000
3.500 0.4954 0.04984 0.03944 -0.0724 0.7263 1.0000
3.750 0.5229 0.05036 0.03988 -0.0721 0.7099 1.0000
4.000 0.5499 0.05082 0.04028 -0.0715 0.6936 1.0000
4.250 0.5770 0.05120 0.04061 -0.0709 0.6772 1.0000
4.500 0.6031 0.05158 0.04094 -0.0702 0.6611 1.0000
4.750 0.6295 0.05185 0.04119 -0.0693 0.6451 1.0000
5.000 0.6556 0.05206 0.04137 -0.0683 0.6292 1.0000
5.250 0.6799 0.05233 0.04163 -0.0672 0.6136 1.0000
5.500 0.7040 0.05257 0.04188 -0.0660 0.5982 1.0000
5.750 0.7272 0.05284 0.04214 -0.0647 0.5831 1.0000
6.500 0.8194 0.05164 0.04100 -0.0615 0.5445 1.0000
6.750 0.8603 0.05013 0.03952 -0.0606 0.5335 1.0000
7.000 0.8704 0.05143 0.04085 -0.0586 0.5189 1.0000
7.250 0.8785 0.05306 0.04249 -0.0566 0.5048 1.0000
7.500 1.0134 0.04467 0.03419 -0.0619 0.5002 1.0000
7.750 0.9816 0.04887 0.03840 -0.0565 0.4861 1.0000
8.000 0.9325 0.05579 0.04532 -0.0524 0.4712 1.0000
8.250 1.0734 0.04721 0.03684 -0.0579 0.4652 1.0000
8.500 0.9806 0.05682 0.04645 -0.0503 0.4529 1.0000
8.750 0.8664 0.07340 0.06297 -0.0497 0.4376 1.0000
9.000 0.9888 0.06216 0.05187 -0.0476 0.4349 1.0000
9.250 0.8044 0.08835 0.07793 -0.0508 0.4259 1.0000
9.500 0.7919 0.09390 0.08350 -0.0514 0.4238 1.0000
9.750 0.8302 0.09381 0.08348 -0.0504 0.4174 1.0000
10.000 0.8054 0.10083 0.09052 -0.0517 0.4168 1.0000
10.250 0.7991 0.10609 0.09582 -0.0526 0.4173 1.0000
10.500 0.6519 0.12655 0.11636 -0.0629 0.5397 1.0000
10.750 0.6759 0.13013 0.12000 -0.0637 0.5326 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CURTISS CR-1 AIRFOIL (cr1-il)