Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27.89 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-eiffel10-il-100000.txt Download as CSV file: xf-eiffel10-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3392 0.11604 0.11077 -0.0094 1.0000 0.0359
-9.750 -0.3354 0.11379 0.10855 -0.0107 1.0000 0.0361
-9.500 -0.3309 0.11117 0.10598 -0.0119 1.0000 0.0362
-9.250 -0.3210 0.10659 0.10142 -0.0115 1.0000 0.0367
-9.000 -0.3142 0.10332 0.09819 -0.0120 1.0000 0.0373
-8.750 -0.3078 0.10030 0.09520 -0.0126 1.0000 0.0379
-8.500 -0.3017 0.09736 0.09231 -0.0134 1.0000 0.0386
-8.250 -0.2958 0.09451 0.08950 -0.0142 1.0000 0.0392
-8.000 -0.2902 0.09176 0.08680 -0.0151 1.0000 0.0399
-7.750 -0.2853 0.08928 0.08437 -0.0161 1.0000 0.0405
-7.500 -0.2826 0.08736 0.08251 -0.0175 1.0000 0.0410
-7.250 -0.2794 0.08579 0.08102 -0.0201 1.0000 0.0412
-7.000 -0.2710 0.08114 0.07643 -0.0187 1.0000 0.0419
-6.750 -0.2637 0.07783 0.07319 -0.0187 1.0000 0.0429
-6.500 -0.2570 0.07506 0.07049 -0.0194 1.0000 0.0440
-6.250 -0.2513 0.07258 0.06809 -0.0202 1.0000 0.0452
-6.000 -0.2470 0.07058 0.06617 -0.0213 1.0000 0.0462
-5.750 -0.2437 0.06928 0.06495 -0.0228 1.0000 0.0468
-5.500 -0.2380 0.06865 0.06435 -0.0261 1.0000 0.0471
-5.250 -0.2376 0.06608 0.06186 -0.0246 1.0000 0.0474
-5.000 -0.2400 0.06316 0.05903 -0.0213 1.0000 0.0480
-4.750 -0.2374 0.06092 0.05685 -0.0204 1.0000 0.0489
-4.500 -0.2307 0.05883 0.05481 -0.0208 1.0000 0.0500
-4.250 -0.2197 0.05677 0.05276 -0.0224 1.0000 0.0515
-4.000 -0.1969 0.05515 0.05112 -0.0274 1.0000 0.0535
-3.750 -0.1261 0.06163 0.05707 -0.0469 1.0000 0.0549
-3.500 -0.1185 0.05912 0.05466 -0.0456 1.0000 0.0562
-3.250 -0.1004 0.05700 0.05258 -0.0469 1.0000 0.0585
-3.000 -0.0009 0.05155 0.04702 -0.0652 0.9863 0.0645
-2.750 0.1052 0.04634 0.04168 -0.0832 0.9650 0.0739
-2.250 0.1993 0.03960 0.03476 -0.0915 0.8652 0.0878
-2.000 0.2388 0.03921 0.03382 -0.0931 0.7882 0.0983
-1.750 0.2493 0.03644 0.03065 -0.0897 0.6551 0.1019
-1.500 0.2780 0.03851 0.03001 -0.0913 0.0815 0.1132
-1.250 0.3034 0.03639 0.02798 -0.0917 0.0736 0.1227
-1.000 0.3362 0.03488 0.02645 -0.0933 0.0706 0.1369
-0.750 0.3726 0.03395 0.02540 -0.0954 0.0692 0.1602
-0.500 0.3995 0.03232 0.02392 -0.0958 0.0686 0.1818
0.500 0.5008 0.02808 0.01996 -0.0947 0.0698 0.4255
0.750 0.5298 0.02691 0.01881 -0.0943 0.0710 0.4769
1.000 0.5659 0.02667 0.01840 -0.0952 0.0731 0.4848
1.250 0.6242 0.02836 0.01910 -0.0986 0.0755 0.2660
1.500 0.6674 0.02836 0.01823 -0.0976 0.0773 0.1199
1.750 0.6997 0.02886 0.01828 -0.0965 0.0800 0.0953
2.000 0.7308 0.02910 0.01826 -0.0955 0.0831 0.0839
2.250 0.7620 0.02898 0.01833 -0.0944 0.0888 0.0790
2.500 0.7923 0.03007 0.01930 -0.0935 0.0927 0.0743
2.750 0.8232 0.03046 0.01980 -0.0923 0.0991 0.0731
3.000 0.8541 0.03180 0.02122 -0.0911 0.1118 0.0760
3.250 0.8891 0.03291 0.02283 -0.0893 0.1399 0.0794
3.500 0.9314 0.03340 0.02401 -0.0874 0.1920 0.0823
4.500 1.0025 0.07158 0.06715 -0.1317 0.4996 0.0816
4.750 1.0890 0.05732 0.05334 -0.1018 0.4029 1.0000
5.000 1.1036 0.05475 0.05018 -0.0922 0.3322 1.0000
5.250 1.1239 0.05502 0.04979 -0.0866 0.2894 1.0000
6.000 1.1543 0.06226 0.05673 -0.0805 0.1971 1.0000
6.250 1.1666 0.06525 0.05959 -0.0790 0.1779 1.0000
6.500 1.1753 0.06863 0.06297 -0.0780 0.1615 1.0000
6.750 1.1777 0.07248 0.06697 -0.0772 0.1477 1.0000
7.000 1.2014 0.07954 0.07344 -0.0769 0.1412 1.0000
7.250 1.1861 0.08032 0.07495 -0.0757 0.1301 1.0000
7.500 1.2057 0.08720 0.08147 -0.0753 0.1251 1.0000
7.750 1.1681 0.09023 0.08517 -0.0757 0.1200 1.0000
8.000 1.1577 0.09481 0.08986 -0.0761 0.1163 1.0000
8.250 1.2082 0.10109 0.09559 -0.0739 0.1097 1.0000
8.500 1.1740 0.10473 0.09961 -0.0743 0.1091 1.0000
8.750 1.1427 0.10962 0.10467 -0.0756 0.1088 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)