Curtis C-72 (curtisc72-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Curtis C-72 (curtisc72-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.91 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-curtisc72-il-50000.txt Download as CSV file: xf-curtisc72-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Curtis C-72
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3379 0.11216 0.10500 -0.0267 1.0000 0.2526
-10.750 -0.3209 0.10827 0.10109 -0.0255 1.0000 0.2623
-10.500 -0.3342 0.10692 0.09989 -0.0255 1.0000 0.2690
-10.250 -0.3213 0.10362 0.09660 -0.0241 1.0000 0.2800
-10.000 -0.3204 0.10094 0.09401 -0.0230 1.0000 0.2884
-9.750 -0.3397 0.10079 0.09402 -0.0213 1.0000 0.2989
-9.500 -0.3209 0.09670 0.08994 -0.0196 1.0000 0.3110
-9.250 -0.3301 0.09497 0.08834 -0.0175 1.0000 0.3200
-9.000 -0.3488 0.09462 0.08814 -0.0141 1.0000 0.3310
-8.750 -0.3352 0.09105 0.08460 -0.0123 1.0000 0.3412
-8.500 -0.3874 0.09309 0.08690 -0.0067 1.0000 0.3484
-8.250 -0.3643 0.08889 0.08269 -0.0048 1.0000 0.3615
-8.000 -0.3709 0.08690 0.08079 -0.0016 1.0000 0.3707
-7.750 -0.4007 0.08673 0.08081 0.0019 1.0000 0.3824
-7.500 -0.4098 0.08538 0.07954 0.0049 1.0000 0.3969
-7.250 -0.3968 0.08206 0.07623 0.0079 1.0000 0.4083
-7.000 -0.4023 0.08012 0.07437 0.0108 1.0000 0.4219
-6.750 -0.3972 0.05538 0.04830 -0.0444 1.0000 0.1863
-6.500 -0.3754 0.05004 0.04270 -0.0471 1.0000 0.1729
-6.250 -0.3496 0.04602 0.03820 -0.0500 1.0000 0.1674
-6.000 -0.3236 0.04268 0.03446 -0.0522 1.0000 0.1651
-5.750 -0.2948 0.03951 0.03074 -0.0543 1.0000 0.1620
-5.500 -0.2664 0.03705 0.02776 -0.0558 1.0000 0.1610
-5.250 -0.2394 0.03522 0.02554 -0.0566 1.0000 0.1625
-5.000 -0.2129 0.03387 0.02378 -0.0571 1.0000 0.1677
-4.750 -0.1874 0.03264 0.02230 -0.0575 1.0000 0.1738
-4.500 -0.1626 0.03170 0.02123 -0.0575 1.0000 0.1809
-4.250 -0.1374 0.03082 0.02020 -0.0576 1.0000 0.1906
-4.000 -0.1129 0.03016 0.01956 -0.0576 1.0000 0.2086
-3.750 -0.0870 0.02947 0.01893 -0.0578 1.0000 0.2383
-3.500 -0.0573 0.02866 0.01854 -0.0586 1.0000 0.3117
-3.250 -0.0309 0.02777 0.01914 -0.0577 1.0000 0.5620
-3.000 -0.0188 0.02713 0.01926 -0.0531 1.0000 0.7378
-2.750 -0.0259 0.02627 0.01901 -0.0467 1.0000 1.0000
-2.500 0.0190 0.02729 0.01935 -0.0523 0.9950 1.0000
-2.250 0.0775 0.02861 0.02011 -0.0597 0.9804 1.0000
-2.000 0.1283 0.02972 0.02084 -0.0653 0.9644 1.0000
-1.750 0.1768 0.03075 0.02154 -0.0703 0.9482 1.0000
-1.500 0.2232 0.03169 0.02223 -0.0746 0.9319 1.0000
-1.250 0.2669 0.03255 0.02288 -0.0783 0.9158 1.0000
-1.000 0.3083 0.03335 0.02350 -0.0814 0.8995 1.0000
-0.750 0.3479 0.03409 0.02411 -0.0841 0.8833 1.0000
-0.500 0.3865 0.03477 0.02468 -0.0864 0.8669 1.0000
-0.250 0.4246 0.03539 0.02521 -0.0885 0.8503 1.0000
0.000 0.4618 0.03595 0.02571 -0.0902 0.8339 1.0000
0.250 0.4992 0.03642 0.02613 -0.0918 0.8174 1.0000
0.500 0.5360 0.03682 0.02650 -0.0932 0.8010 1.0000
0.750 0.5720 0.03717 0.02683 -0.0943 0.7847 1.0000
1.000 0.6080 0.03741 0.02707 -0.0951 0.7686 1.0000
1.250 0.6427 0.03763 0.02730 -0.0957 0.7526 1.0000
1.500 0.6765 0.03783 0.02753 -0.0961 0.7369 1.0000
1.750 0.7080 0.03805 0.02777 -0.0961 0.7213 1.0000
2.000 0.7370 0.03838 0.02814 -0.0958 0.7058 1.0000
2.250 0.7646 0.03877 0.02857 -0.0953 0.6906 1.0000
2.500 0.7905 0.03929 0.02912 -0.0946 0.6756 1.0000
2.750 0.8149 0.03994 0.02983 -0.0939 0.6609 1.0000
3.000 0.8392 0.04059 0.03053 -0.0932 0.6468 1.0000
3.250 0.8656 0.04112 0.03113 -0.0926 0.6338 1.0000
3.500 0.9141 0.03985 0.02995 -0.0932 0.6244 1.0000
3.750 0.9306 0.04108 0.03125 -0.0919 0.6098 1.0000
4.000 0.9465 0.04237 0.03262 -0.0906 0.5955 1.0000
4.250 0.9629 0.04363 0.03397 -0.0893 0.5816 1.0000
4.500 0.9840 0.04448 0.03492 -0.0882 0.5684 1.0000
4.750 1.0190 0.04406 0.03460 -0.0877 0.5562 1.0000
5.000 1.0726 0.04194 0.03257 -0.0880 0.5441 1.0000
5.250 1.0988 0.04208 0.03281 -0.0868 0.5291 1.0000
5.500 1.1268 0.04201 0.03283 -0.0857 0.5133 1.0000
5.750 1.1604 0.04144 0.03232 -0.0849 0.4969 1.0000
6.000 1.1801 0.04202 0.03302 -0.0832 0.4798 1.0000
6.250 1.1993 0.04267 0.03378 -0.0815 0.4625 1.0000
6.500 1.2190 0.04330 0.03452 -0.0799 0.4445 1.0000
6.750 1.2415 0.04374 0.03508 -0.0784 0.4260 1.0000
7.000 1.2720 0.04364 0.03500 -0.0774 0.4061 1.0000
7.250 1.3048 0.04362 0.03491 -0.0768 0.3856 1.0000
7.500 1.3136 0.04526 0.03672 -0.0743 0.3668 1.0000
7.750 1.3270 0.04665 0.03823 -0.0722 0.3478 1.0000
8.000 1.3449 0.04784 0.03947 -0.0705 0.3289 1.0000
8.250 1.3780 0.04799 0.03944 -0.0701 0.3074 1.0000
8.500 1.3843 0.04963 0.04122 -0.0674 0.2905 1.0000
8.750 1.3894 0.05100 0.04273 -0.0646 0.2734 1.0000
9.000 1.3944 0.05214 0.04395 -0.0618 0.2562 1.0000
9.250 1.3995 0.05311 0.04496 -0.0589 0.2392 1.0000
9.500 1.4047 0.05393 0.04578 -0.0561 0.2222 1.0000
9.750 1.4222 0.05381 0.04535 -0.0542 0.2012 1.0000
10.000 1.4192 0.05542 0.04695 -0.0508 0.1867 1.0000
10.250 1.4170 0.05735 0.04886 -0.0477 0.1727 1.0000
10.500 1.3914 0.06112 0.05303 -0.0438 0.1674 1.0000
10.750 1.3894 0.06375 0.05563 -0.0416 0.1559 1.0000
11.000 1.3942 0.06630 0.05807 -0.0399 0.1443 1.0000
11.250 1.3651 0.07120 0.06335 -0.0377 0.1425 1.0000
11.500 1.3342 0.07693 0.06940 -0.0367 0.1415 1.0000
11.750 1.2983 0.08394 0.07670 -0.0371 0.1420 1.0000
12.000 1.2586 0.09246 0.08542 -0.0390 0.1436 1.0000
12.250 1.2186 0.10230 0.09541 -0.0424 0.1452 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Curtis C-72 (curtisc72-il)