Curtis C-72 (curtisc72-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Curtis C-72 (curtisc72-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.83 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-curtisc72-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-curtisc72-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.3651 0.13306 0.12537 -0.0292 1.0000 0.1264
-13.000 -0.3776 0.13169 0.12410 -0.0324 1.0000 0.1291
-12.750 -0.3860 0.12948 0.12198 -0.0350 1.0000 0.1296
-12.500 -0.3534 0.12343 0.11586 -0.0316 1.0000 0.1342
-12.250 -0.3483 0.12032 0.11278 -0.0321 1.0000 0.1365
-12.000 -0.3460 0.11716 0.10966 -0.0330 1.0000 0.1369
-11.750 -0.3715 0.10825 0.10078 -0.0415 1.0000 0.0846
-11.500 -0.3618 0.10497 0.09751 -0.0406 1.0000 0.0828
-11.250 -0.3614 0.10162 0.09423 -0.0410 1.0000 0.0819
-11.000 -0.3641 0.09834 0.09103 -0.0416 1.0000 0.0815
-10.750 -0.3690 0.09517 0.08795 -0.0419 1.0000 0.0812
-10.500 -0.3764 0.09213 0.08502 -0.0418 1.0000 0.0808
-10.250 -0.3872 0.08926 0.08227 -0.0412 1.0000 0.0802
-10.000 -0.4017 0.08651 0.07965 -0.0403 1.0000 0.0794
-9.750 -0.4152 0.08317 0.07642 -0.0405 1.0000 0.0785
-9.500 -0.4297 0.07913 0.07246 -0.0417 1.0000 0.0773
-9.250 -0.4451 0.07365 0.06700 -0.0448 1.0000 0.0757
-9.000 -0.4626 0.06635 0.05955 -0.0494 1.0000 0.0739
-8.750 -0.4730 0.05891 0.05163 -0.0541 1.0000 0.0724
-8.500 -0.4682 0.05464 0.04701 -0.0553 1.0000 0.0722
-8.250 -0.4586 0.05124 0.04335 -0.0557 1.0000 0.0726
-8.000 -0.4454 0.04912 0.04117 -0.0553 0.9998 0.0738
-7.750 -0.4135 0.04635 0.03815 -0.0588 0.9942 0.0762
-7.500 -0.3811 0.04299 0.03432 -0.0626 0.9881 0.0780
-7.250 -0.3464 0.03978 0.03053 -0.0660 0.9827 0.0790
-7.000 -0.3123 0.03717 0.02740 -0.0686 0.9767 0.0803
-6.750 -0.2762 0.03500 0.02473 -0.0711 0.9714 0.0822
-6.500 -0.2417 0.03336 0.02257 -0.0730 0.9649 0.0855
-6.250 -0.2062 0.03207 0.02123 -0.0751 0.9596 0.0893
-6.000 -0.1744 0.03095 0.01993 -0.0762 0.9524 0.0929
-5.750 -0.1364 0.02983 0.01856 -0.0781 0.9472 0.0971
-5.500 -0.1063 0.02892 0.01752 -0.0786 0.9395 0.1016
-5.250 -0.0699 0.02817 0.01672 -0.0805 0.9335 0.1110
-5.000 -0.0387 0.02749 0.01603 -0.0814 0.9259 0.1232
-4.750 -0.0028 0.02676 0.01526 -0.0831 0.9192 0.1427
-4.500 0.0328 0.02601 0.01470 -0.0850 0.9127 0.1810
-4.250 0.0658 0.02515 0.01438 -0.0867 0.9050 0.2721
-4.000 0.1035 0.02451 0.01448 -0.0886 0.8997 0.4346
-3.750 0.1283 0.02445 0.01452 -0.0879 0.8895 0.5179
-3.500 0.1643 0.02419 0.01441 -0.0888 0.8838 0.5931
-3.250 0.1856 0.02403 0.01444 -0.0870 0.8732 0.6613
-3.000 0.2149 0.02353 0.01424 -0.0859 0.8670 0.7501
-2.750 0.2463 0.02312 0.01413 -0.0854 0.8566 0.9153
-2.500 0.2840 0.02311 0.01384 -0.0876 0.8468 1.0000
-2.250 0.3208 0.02311 0.01356 -0.0893 0.8373 1.0000
-2.000 0.3503 0.02320 0.01342 -0.0896 0.8249 1.0000
-1.750 0.3823 0.02320 0.01322 -0.0901 0.8134 1.0000
-1.500 0.4194 0.02305 0.01288 -0.0913 0.8041 1.0000
-1.250 0.4461 0.02315 0.01284 -0.0909 0.7910 1.0000
-1.000 0.4741 0.02324 0.01281 -0.0908 0.7789 1.0000
-0.750 0.5053 0.02323 0.01268 -0.0910 0.7684 1.0000
-0.500 0.5363 0.02321 0.01256 -0.0911 0.7576 1.0000
-0.250 0.5623 0.02336 0.01263 -0.0906 0.7447 1.0000
0.000 0.5899 0.02346 0.01266 -0.0903 0.7324 1.0000
0.250 0.6199 0.02345 0.01259 -0.0902 0.7210 1.0000
0.500 0.6499 0.02343 0.01251 -0.0901 0.7092 1.0000
0.750 0.6755 0.02360 0.01265 -0.0895 0.6952 1.0000
1.000 0.7017 0.02375 0.01276 -0.0889 0.6812 1.0000
1.250 0.7283 0.02388 0.01287 -0.0884 0.6670 1.0000
1.500 0.7550 0.02401 0.01299 -0.0879 0.6528 1.0000
1.750 0.7818 0.02416 0.01312 -0.0874 0.6384 1.0000
2.000 0.8083 0.02432 0.01326 -0.0868 0.6236 1.0000
2.250 0.8346 0.02452 0.01345 -0.0863 0.6086 1.0000
2.500 0.8607 0.02474 0.01367 -0.0857 0.5936 1.0000
2.750 0.8864 0.02500 0.01392 -0.0851 0.5783 1.0000
3.000 0.9120 0.02529 0.01422 -0.0846 0.5633 1.0000
3.250 0.9377 0.02561 0.01453 -0.0840 0.5487 1.0000
3.500 0.9620 0.02601 0.01495 -0.0834 0.5336 1.0000
3.750 0.9857 0.02648 0.01546 -0.0827 0.5189 1.0000
4.000 1.0090 0.02697 0.01599 -0.0820 0.5043 1.0000
4.250 1.0321 0.02748 0.01655 -0.0813 0.4901 1.0000
4.500 1.0549 0.02801 0.01714 -0.0805 0.4760 1.0000
4.750 1.0775 0.02855 0.01772 -0.0797 0.4621 1.0000
5.000 1.0998 0.02910 0.01830 -0.0789 0.4482 1.0000
5.250 1.1216 0.02965 0.01889 -0.0780 0.4342 1.0000
5.500 1.1427 0.03022 0.01951 -0.0770 0.4199 1.0000
5.750 1.1628 0.03081 0.02013 -0.0759 0.4053 1.0000
6.000 1.1823 0.03144 0.02079 -0.0747 0.3906 1.0000
6.250 1.1999 0.03216 0.02159 -0.0734 0.3761 1.0000
6.500 1.2163 0.03296 0.02252 -0.0719 0.3617 1.0000
6.750 1.2320 0.03382 0.02348 -0.0704 0.3476 1.0000
7.000 1.2471 0.03471 0.02449 -0.0689 0.3338 1.0000
7.250 1.2615 0.03564 0.02552 -0.0673 0.3202 1.0000
7.500 1.2751 0.03660 0.02660 -0.0656 0.3066 1.0000
7.750 1.2878 0.03760 0.02769 -0.0639 0.2933 1.0000
8.000 1.2989 0.03861 0.02877 -0.0619 0.2800 1.0000
8.250 1.3035 0.03991 0.03025 -0.0594 0.2667 1.0000
8.500 1.3080 0.04132 0.03180 -0.0570 0.2536 1.0000
8.750 1.3124 0.04281 0.03342 -0.0549 0.2412 1.0000
9.000 1.3165 0.04436 0.03509 -0.0528 0.2292 1.0000
9.250 1.3195 0.04595 0.03673 -0.0508 0.2177 1.0000
9.500 1.3200 0.04780 0.03865 -0.0489 0.2062 1.0000
9.750 1.3174 0.05007 0.04106 -0.0472 0.1950 1.0000
10.000 1.3144 0.05245 0.04351 -0.0457 0.1843 1.0000
10.250 1.3117 0.05483 0.04589 -0.0445 0.1742 1.0000
10.500 1.3068 0.05765 0.04878 -0.0435 0.1643 1.0000
10.750 1.3002 0.06091 0.05217 -0.0429 0.1549 1.0000
11.000 1.2953 0.06397 0.05522 -0.0424 0.1462 1.0000
11.250 1.2869 0.06773 0.05915 -0.0423 0.1377 1.0000
11.500 1.2787 0.07162 0.06313 -0.0424 0.1298 1.0000
11.750 1.2709 0.07545 0.06700 -0.0427 0.1222 1.0000
12.000 1.2601 0.08012 0.07184 -0.0434 0.1153 1.0000
12.250 1.2531 0.08410 0.07582 -0.0440 0.1084 1.0000
12.500 1.2410 0.08937 0.08129 -0.0453 0.1025 1.0000
12.750 1.2332 0.09385 0.08582 -0.0464 0.0964 1.0000
13.000 1.2231 0.09906 0.09115 -0.0479 0.0913 1.0000
13.250 1.2107 0.10495 0.09723 -0.0499 0.0866 1.0000
13.500 1.2104 0.10818 0.10033 -0.0506 0.0815 1.0000
13.750 1.1912 0.11606 0.10855 -0.0540 0.0785 1.0000
14.000 1.1732 0.12395 0.11666 -0.0576 0.0757 1.0000
14.250 1.1710 0.12810 0.12082 -0.0592 0.0718 1.0000
14.500 1.1610 0.13441 0.12720 -0.0621 0.0693 1.0000
14.750 1.1267 0.14773 0.14076 -0.0694 0.0687 1.0000
15.000 1.0788 0.16704 0.16009 -0.0800 0.0680 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Curtis C-72 (curtisc72-il)