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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)