Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.97 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-eiffel10-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-eiffel10-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3916 0.11526 0.10764 -0.0112 1.0000 0.0508
-8.500 -0.3861 0.11384 0.10629 -0.0132 1.0000 0.0514
-8.250 -0.3787 0.11264 0.10516 -0.0165 1.0000 0.0518
-8.000 -0.3686 0.10801 0.10058 -0.0161 1.0000 0.0526
-7.750 -0.3586 0.10437 0.09699 -0.0163 1.0000 0.0539
-7.500 -0.3483 0.10152 0.09420 -0.0176 1.0000 0.0554
-7.250 -0.3371 0.09894 0.09169 -0.0196 1.0000 0.0570
-7.000 -0.3244 0.09673 0.08953 -0.0226 1.0000 0.0588
-6.750 -0.3072 0.09541 0.08826 -0.0282 1.0000 0.0600
-6.500 -0.2917 0.09288 0.08581 -0.0317 1.0000 0.0607
-6.250 -0.2854 0.08857 0.08160 -0.0293 1.0000 0.0622
-6.000 -0.2740 0.08571 0.07882 -0.0300 1.0000 0.0643
-5.750 -0.2600 0.08331 0.07647 -0.0321 1.0000 0.0669
-5.500 -0.2355 0.08202 0.07520 -0.0386 1.0000 0.0698
-5.250 -0.2169 0.07952 0.07276 -0.0420 1.0000 0.0710
-5.000 -0.2136 0.07597 0.06934 -0.0392 1.0000 0.0728
-4.750 -0.2018 0.07345 0.06689 -0.0395 1.0000 0.0758
-4.500 -0.1742 0.07190 0.06532 -0.0452 1.0000 0.0811
-4.250 -0.1531 0.06934 0.06280 -0.0484 1.0000 0.0833
-4.000 -0.1472 0.06638 0.05995 -0.0465 1.0000 0.0867
-3.500 -0.0984 0.06188 0.05548 -0.0533 1.0000 0.0980
-3.250 -0.0809 0.05953 0.05320 -0.0541 1.0000 0.1046
-3.000 -0.0463 0.05746 0.05109 -0.0597 1.0000 0.1117
-2.750 -0.0209 0.05470 0.04840 -0.0617 0.9977 0.1194
-2.500 0.0871 0.04959 0.04312 -0.0812 0.9730 0.1420
-2.250 0.1739 0.04528 0.03872 -0.0948 0.9460 0.1724
-2.000 0.2212 0.04128 0.03483 -0.0995 0.9248 0.1953
-1.000 0.4050 0.03334 0.02472 -0.1100 0.5624 0.1391
-0.500 0.4652 0.03306 0.02138 -0.1108 0.0648 0.0751
-0.250 0.5001 0.03196 0.02003 -0.1116 0.0613 0.0666
0.000 0.5352 0.03113 0.01881 -0.1121 0.0588 0.0602
0.250 0.5652 0.03036 0.01800 -0.1124 0.0569 0.0581
0.500 0.5951 0.02989 0.01738 -0.1123 0.0554 0.0561
0.750 0.6249 0.02960 0.01692 -0.1122 0.0544 0.0556
1.000 0.6537 0.02947 0.01661 -0.1118 0.0531 0.0566
1.250 0.6807 0.02947 0.01643 -0.1109 0.0513 0.0577
1.500 0.7063 0.02961 0.01641 -0.1099 0.0494 0.0580
1.750 0.7309 0.02990 0.01658 -0.1087 0.0480 0.0585
2.000 0.7553 0.03034 0.01692 -0.1075 0.0474 0.0594
2.250 0.7803 0.03086 0.01740 -0.1063 0.0473 0.0621
2.500 0.8064 0.03153 0.01802 -0.1052 0.0473 0.0681
2.750 0.8342 0.03228 0.01874 -0.1042 0.0475 0.0748
3.000 0.8631 0.03318 0.01964 -0.1033 0.0478 0.0863
3.250 0.8888 0.03295 0.02079 -0.1022 0.0482 1.0000
3.500 0.9176 0.03442 0.02201 -0.1012 0.0487 1.0000
3.750 0.9460 0.03606 0.02356 -0.1004 0.0495 1.0000
4.000 0.9737 0.03788 0.02539 -0.0995 0.0504 1.0000
4.250 1.0007 0.03987 0.02744 -0.0986 0.0514 1.0000
4.500 1.0269 0.04209 0.02975 -0.0978 0.0524 1.0000
4.750 1.0523 0.04460 0.03234 -0.0970 0.0535 1.0000
5.000 1.0769 0.04771 0.03544 -0.0964 0.0546 1.0000
5.250 1.1010 0.04901 0.03740 -0.0946 0.0571 1.0000
5.500 1.1229 0.05160 0.04042 -0.0932 0.0587 1.0000
5.750 1.1429 0.05449 0.04367 -0.0919 0.0598 1.0000
6.000 1.1611 0.05761 0.04712 -0.0906 0.0608 1.0000
6.250 1.1778 0.06102 0.05083 -0.0894 0.0621 1.0000
6.500 1.1935 0.06495 0.05498 -0.0884 0.0639 1.0000
6.750 1.2076 0.06825 0.05900 -0.0864 0.0721 1.0000
7.000 1.2226 0.07344 0.06419 -0.0857 0.0768 1.0000
7.250 1.1420 0.07029 0.06244 -0.0727 0.0846 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)