Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)
Reynolds number: 1,000,000
Max Cl/Cd: 36.65 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-eiffel10-il-1000000.txt
Download as CSV file: xf-eiffel10-il-1000000.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 =     1.000 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -18.500  -0.5119   0.19259   0.19093   0.0254   1.0000   0.0073
 -18.250  -0.5069   0.19008   0.18841   0.0245   1.0000   0.0074
 -18.000  -0.5021   0.18788   0.18621   0.0235   1.0000   0.0074
 -17.750  -0.4972   0.18578   0.18410   0.0224   1.0000   0.0075
 -17.500  -0.4922   0.18370   0.18202   0.0213   1.0000   0.0076
 -17.250  -0.4873   0.18164   0.17995   0.0202   1.0000   0.0077
 -17.000  -0.4824   0.17955   0.17786   0.0192   1.0000   0.0078
 -16.750  -0.4777   0.17752   0.17582   0.0182   1.0000   0.0079
 -16.500  -0.4730   0.17549   0.17379   0.0172   1.0000   0.0080
 -16.250  -0.4685   0.17349   0.17179   0.0162   1.0000   0.0082
 -16.000  -0.4642   0.17154   0.16984   0.0153   1.0000   0.0084
 -15.750  -0.4602   0.16965   0.16794   0.0145   1.0000   0.0086
 -15.500  -0.4567   0.16786   0.16615   0.0137   1.0000   0.0087
 -15.250  -0.4541   0.16627   0.16455   0.0130   1.0000   0.0089
 -15.000  -0.4519   0.16479   0.16306   0.0125   1.0000   0.0090
 -14.750  -0.4477   0.16268   0.16095   0.0117   1.0000   0.0090
 -14.500  -0.4428   0.16033   0.15860   0.0108   1.0000   0.0091
 -14.250  -0.4378   0.15791   0.15618   0.0098   1.0000   0.0091
 -14.000  -0.4323   0.15540   0.15367   0.0089   1.0000   0.0091
 -13.750  -0.4268   0.15284   0.15110   0.0079   1.0000   0.0092
 -13.500  -0.4215   0.15024   0.14850   0.0070   1.0000   0.0092
 -13.250  -0.4159   0.14760   0.14587   0.0060   1.0000   0.0092
 -13.000  -0.4102   0.14489   0.14316   0.0051   1.0000   0.0092
 -12.750  -0.4048   0.14216   0.14043   0.0042   1.0000   0.0092
 -12.500  -0.3996   0.13940   0.13767   0.0033   1.0000   0.0092
 -12.250  -0.3944   0.13658   0.13485   0.0024   1.0000   0.0092
 -12.000  -0.3895   0.13373   0.13200   0.0015   1.0000   0.0092
 -11.750  -0.3845   0.13084   0.12912   0.0007   1.0000   0.0092
 -11.500  -0.3794   0.12789   0.12617  -0.0003   1.0000   0.0093
 -11.250  -0.3745   0.12493   0.12322  -0.0012   1.0000   0.0093
  -6.500  -0.2991   0.08153   0.07978  -0.0242   0.9319   0.0093
  -6.250  -0.2894   0.07878   0.07680  -0.0239   0.8681   0.0094
  -6.000  -0.2735   0.07607   0.07382  -0.0258   0.8045   0.0094
  -5.750  -0.2540   0.07332   0.07082  -0.0287   0.7415   0.0095
  -5.500  -0.2319   0.07059   0.06781  -0.0322   0.6701   0.0095
  -5.250  -0.2101   0.06979   0.06522  -0.0362   0.0297   0.0096
  -5.000  -0.1838   0.06682   0.06223  -0.0403   0.0254   0.0097
  -4.750  -0.1558   0.06385   0.05923  -0.0446   0.0241   0.0099
  -4.500  -0.1262   0.06089   0.05623  -0.0490   0.0232   0.0100
  -4.250  -0.0950   0.05793   0.05325  -0.0535   0.0221   0.0103
  -4.000  -0.0620   0.05497   0.05024  -0.0580   0.0217   0.0108
  -3.750  -0.0194   0.05186   0.04705  -0.0641   0.0216   0.0113
  -3.500   0.0201   0.04897   0.04408  -0.0694   0.0219   0.0113
  -3.250   0.0578   0.04625   0.04129  -0.0738   0.0226   0.0113
  -3.000   0.0955   0.04367   0.03863  -0.0777   0.0236   0.0113
  -2.750   0.1315   0.04121   0.03608  -0.0810   0.0248   0.0113
  -2.500   0.1674   0.03880   0.03362  -0.0840   0.0275   0.0113
   0.000   0.5043   0.02298   0.01677  -0.1006   0.0229   0.0127
   0.250   0.5372   0.02210   0.01568  -0.1010   0.0216   0.0131
   0.500   0.5713   0.02154   0.01480  -0.1006   0.0203   0.0135
   0.750   0.6032   0.02032   0.01349  -0.1012   0.0189   0.0137
   1.000   0.6318   0.02030   0.01334  -0.1015   0.0183   0.0140
   1.250   0.6606   0.02090   0.01367  -0.1015   0.0179   0.0147
   1.500   0.6911   0.02107   0.01374  -0.1010   0.0175   0.0162
   1.750   0.7211   0.02042   0.01313  -0.1005   0.0165   0.0187
   2.000   0.7492   0.02078   0.01353  -0.1002   0.0160   0.0204
   2.250   0.7771   0.02131   0.01404  -0.0999   0.0156   0.0235
   2.500   0.8045   0.02195   0.01469  -0.0997   0.0154   0.0294
   9.000   1.1976   0.08462   0.08250  -0.0707   0.0122   1.0000
   9.250   1.1753   0.08908   0.08705  -0.0702   0.0122   1.0000
   9.500   1.1520   0.09514   0.09322  -0.0727   0.0122   1.0000
   9.750   1.1300   0.10283   0.10102  -0.0778   0.0122   1.0000
  10.000   1.1104   0.11373   0.11201  -0.0867   0.0122   1.0000
  10.250   1.1022   0.12359   0.12188  -0.0940   0.0122   1.0000
  10.500   1.0978   0.13011   0.12839  -0.0974   0.0121   1.0000
  10.750   1.0937   0.13579   0.13406  -0.0997   0.0121   1.0000
  11.000   0.8905   0.14015   0.13856  -0.0850   0.0124   1.0000
  11.250   0.8804   0.14302   0.14144  -0.0854   0.0123   1.0000
  11.500   0.8740   0.14620   0.14461  -0.0862   0.0123   1.0000
  11.750   0.8703   0.14935   0.14776  -0.0870   0.0122   1.0000
  12.000   0.8679   0.15240   0.15082  -0.0878   0.0122   1.0000
  12.250   0.8665   0.15544   0.15385  -0.0885   0.0121   1.0000
  12.500   0.8658   0.15842   0.15682  -0.0892   0.0121   1.0000
  13.500   0.8626   0.17243   0.17083  -0.0936   0.0120   1.0000
  13.750   0.8629   0.17586   0.17425  -0.0949   0.0120   1.0000
  14.000   0.8636   0.17926   0.17765  -0.0962   0.0120   1.0000
  14.250   0.8645   0.18261   0.18101  -0.0974   0.0120   1.0000
  14.500   0.8655   0.18597   0.18437  -0.0987   0.0120   1.0000
  14.750   0.8665   0.18934   0.18774  -0.1000   0.0120   1.0000
  15.000   0.8678   0.19261   0.19102  -0.1013   0.0120   1.0000
  15.250   0.8691   0.19588   0.19430  -0.1026   0.0120   1.0000
  15.500   0.8704   0.19911   0.19753  -0.1039   0.0120   1.0000
  15.750   0.8711   0.20236   0.20078  -0.1053   0.0120   1.0000
  16.000   0.8719   0.20563   0.20406  -0.1068   0.0120   1.0000
  16.250   0.8728   0.20893   0.20736  -0.1083   0.0119   1.0000
  16.500   0.8738   0.21226   0.21070  -0.1098   0.0119   1.0000
  16.750   0.8749   0.21571   0.21415  -0.1113   0.0119   1.0000
  17.000   0.8766   0.21912   0.21757  -0.1128   0.0118   1.0000
  17.250   0.8789   0.22242   0.22088  -0.1141   0.0116   1.0000
  17.500   0.8814   0.22560   0.22407  -0.1152   0.0114   1.0000
  17.750   0.8839   0.22870   0.22717  -0.1164   0.0112   1.0000
  18.000   0.8865   0.23176   0.23023  -0.1175   0.0109   1.0000
  18.250   0.8891   0.23481   0.23329  -0.1186   0.0107   1.0000
  18.500   0.8917   0.23783   0.23632  -0.1197   0.0106   1.0000
  18.750   0.8944   0.24085   0.23935  -0.1208   0.0104   1.0000
  19.000   0.8970   0.24386   0.24236  -0.1219   0.0103   1.0000
  19.250   0.8997   0.24686   0.24537  -0.1230   0.0102   1.0000
  19.500   0.9023   0.24983   0.24835  -0.1241   0.0101   1.0000
  19.750   0.9050   0.25279   0.25131  -0.1251   0.0100   1.0000
  20.000   0.9076   0.25571   0.25424  -0.1262   0.0099   1.0000
<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)