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

Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 11.01 at α=15.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-griffith30symsuction-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-griffith30symsuction-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Griffith 30% Suction 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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.750  -0.8322   0.11734   0.11050  -0.0929   0.9543   0.1100
 -19.500  -0.8485   0.11429   0.10743  -0.0911   0.9528   0.1148
 -19.250  -0.8606   0.11143   0.10447  -0.0896   0.9511   0.1205
 -19.000  -0.8726   0.10842   0.10147  -0.0885   0.9493   0.1262
 -18.750  -0.8798   0.10557   0.09851  -0.0880   0.9472   0.1335
 -18.500  -0.8851   0.10274   0.09567  -0.0879   0.9450   0.1406
 -18.250  -0.8868   0.10010   0.09290  -0.0882   0.9432   0.1490
 -17.750  -0.8924   0.09517   0.08780  -0.0870   0.9327   0.1649
 -17.500  -0.8938   0.09305   0.08566  -0.0864   0.9302   0.1725
 -15.500  -0.8747   0.07984   0.07171  -0.0794   0.8896   0.2378
 -15.000  -0.8556   0.07880   0.07059  -0.0768   0.8792   0.2498
 -14.750  -0.8421   0.07828   0.07002  -0.0765   0.8771   0.2567
 -14.250  -0.8297   0.07721   0.06878  -0.0726   0.8677   0.2685
 -14.000  -0.8080   0.07725   0.06887  -0.0730   0.8656   0.2758
 -13.750  -0.8045   0.07686   0.06845  -0.0703   0.8602   0.2822
 -13.500  -0.7941   0.07627   0.06773  -0.0692   0.8562   0.2894
 -13.000  -0.7741   0.07623   0.06782  -0.0656   0.8494   0.3054
 -12.750  -0.7627   0.07587   0.06744  -0.0644   0.8465   0.3156
 -12.500  -0.7429   0.07594   0.06761  -0.0645   0.8450   0.3283
 -12.000  -0.7285   0.07573   0.06749  -0.0597   0.8371   0.3513
 -11.500  -0.7037   0.07592   0.06775  -0.0565   0.8293   0.3774
 -11.250  -0.6777   0.07633   0.06818  -0.0573   0.8277   0.3940
 -11.000  -0.6803   0.07629   0.06819  -0.0528   0.8228   0.4077
 -10.750  -0.6476   0.07734   0.06930  -0.0540   0.8206   0.4232
 -10.500  -0.6431   0.07720   0.06916  -0.0510   0.8154   0.4386
 -10.250  -0.5994   0.07904   0.07108  -0.0528   0.8091   0.4513
 -10.000  -0.5723   0.07982   0.07186  -0.0531   0.8070   0.4659
  -9.750  -0.5455   0.08135   0.07342  -0.0524   0.8023   0.4742
  -9.500  -0.5258   0.08158   0.07360  -0.0520   0.8005   0.4880
  -9.250  -0.5019   0.08295   0.07496  -0.0509   0.7964   0.4935
  -9.000  -0.4782   0.08373   0.07570  -0.0507   0.7943   0.5028
  -8.750  -0.4557   0.08401   0.07590  -0.0508   0.7931   0.5140
  -8.500  -0.4506   0.08480   0.07669  -0.0472   0.7892   0.5204
  -8.250  -0.4463   0.08427   0.07609  -0.0449   0.7875   0.5345
  -8.000  -0.4191   0.08533   0.07709  -0.0451   0.7863   0.5395
  -7.750  -0.4317   0.08433   0.07605  -0.0403   0.7834   0.5550
  -7.500  -0.4122   0.08543   0.07711  -0.0392   0.7813   0.5585
  -7.250  -0.3912   0.08622   0.07784  -0.0386   0.7798   0.5643
  -7.000  -0.3879   0.08556   0.07710  -0.0363   0.7786   0.5779
  -6.500  -0.3726   0.08606   0.07752  -0.0314   0.7727   0.5939
  -6.250  -0.3535   0.08655   0.07796  -0.0308   0.7711   0.5996
  -6.000  -0.3263   0.08746   0.07881  -0.0312   0.7699   0.6037
  -5.750  -0.3362   0.08682   0.07812  -0.0266   0.7678   0.6175
  -5.500  -0.3184   0.08807   0.07936  -0.0253   0.7653   0.6203
  -5.250  -0.2967   0.08910   0.08037  -0.0248   0.7635   0.6248
  -5.000  -0.2992   0.08876   0.07997  -0.0213   0.7619   0.6370
  -4.750  -0.2682   0.08988   0.08105  -0.0223   0.7608   0.6397
  -4.250  -0.2571   0.09050   0.08162  -0.0170   0.7561   0.6550
  -4.000  -0.2297   0.09155   0.08266  -0.0174   0.7537   0.6575
  -3.750  -0.2037   0.09245   0.08354  -0.0178   0.7522   0.6613
  -3.500  -0.2054   0.09221   0.08324  -0.0144   0.7508   0.6717
  -3.250  -0.1748   0.09281   0.08382  -0.0157   0.7499   0.6735
  -3.000  -0.1554   0.09331   0.08431  -0.0153   0.7481   0.6758
  -2.750  -0.1497   0.09382   0.08482  -0.0128   0.7454   0.6793
  -2.500  -0.1595   0.09347   0.08444  -0.0082   0.7433   0.6874
  -2.250  -0.1331   0.09390   0.08485  -0.0089   0.7414   0.6891
  -2.000  -0.1056   0.09419   0.08513  -0.0098   0.7398   0.6915
  -1.750  -0.0822   0.09437   0.08529  -0.0102   0.7386   0.6949
  -1.500  -0.0985   0.09432   0.08522  -0.0045   0.7355   0.7018
  -1.250  -0.0815   0.09482   0.08574  -0.0038   0.7331   0.7034
  -1.000  -0.0621   0.09523   0.08614  -0.0036   0.7312   0.7057
  -0.750  -0.0420   0.09543   0.08634  -0.0034   0.7292   0.7095
  -0.500  -0.0278   0.09544   0.08633  -0.0022   0.7275   0.7156
  -0.250  -0.0084   0.09602   0.08694  -0.0019   0.7248   0.7180
   0.000   0.0000   0.09647   0.08741   0.0000   0.7212   0.7213
   0.250   0.0084   0.09602   0.08693   0.0019   0.7180   0.7248
   0.500   0.0278   0.09544   0.08633   0.0022   0.7156   0.7275
   0.750   0.0420   0.09543   0.08634   0.0034   0.7095   0.7292
   1.000   0.0620   0.09522   0.08614   0.0036   0.7057   0.7312
   1.250   0.0814   0.09482   0.08573   0.0039   0.7034   0.7331
   1.500   0.0983   0.09431   0.08521   0.0045   0.7018   0.7355
   1.750   0.0823   0.09436   0.08527   0.0102   0.6950   0.7386
   2.000   0.1057   0.09418   0.08512   0.0098   0.6915   0.7398
   2.250   0.1330   0.09388   0.08483   0.0089   0.6891   0.7414
   2.500   0.1594   0.09346   0.08442   0.0082   0.6874   0.7433
   2.750   0.1497   0.09380   0.08480   0.0128   0.6794   0.7454
   3.000   0.1546   0.09328   0.08428   0.0155   0.6759   0.7483
   3.250   0.1748   0.09279   0.08380   0.0157   0.6735   0.7499
   3.500   0.2053   0.09219   0.08322   0.0144   0.6718   0.7509
   3.750   0.2037   0.09243   0.08352   0.0178   0.6613   0.7523
   4.000   0.2296   0.09153   0.08264   0.0175   0.6576   0.7538
   4.250   0.2567   0.09049   0.08161   0.0171   0.6551   0.7562
   4.500   0.2395   0.09080   0.08194   0.0231   0.6440   0.7599
   4.750   0.2682   0.08985   0.08103   0.0223   0.6398   0.7608
   5.000   0.2991   0.08874   0.07995   0.0213   0.6371   0.7620
   5.250   0.2967   0.08907   0.08034   0.0249   0.6249   0.7636
   5.500   0.3180   0.08805   0.07933   0.0254   0.6204   0.7654
   5.750   0.3346   0.08680   0.07809   0.0269   0.6175   0.7680
   6.000   0.3265   0.08743   0.07877   0.0312   0.6038   0.7700
   6.250   0.3535   0.08653   0.07793   0.0308   0.5997   0.7711
   6.500   0.3703   0.08617   0.07763   0.0317   0.5933   0.7728
   6.750   0.3703   0.08648   0.07799   0.0350   0.5820   0.7758
   7.000   0.3880   0.08553   0.07707   0.0363   0.5780   0.7786
   7.250   0.3915   0.08617   0.07779   0.0386   0.5645   0.7799
   7.500   0.4120   0.08540   0.07707   0.0392   0.5586   0.7814
   7.750   0.4308   0.08430   0.07601   0.0404   0.5551   0.7836
   8.000   0.4195   0.08528   0.07703   0.0451   0.5396   0.7864
   8.250   0.4464   0.08423   0.07605   0.0449   0.5345   0.7876
   8.500   0.4505   0.08474   0.07663   0.0472   0.5206   0.7894
   8.750   0.4563   0.08396   0.07585   0.0507   0.5141   0.7931
   9.000   0.4789   0.08365   0.07561   0.0506   0.5030   0.7944
   9.250   0.5016   0.08290   0.07491   0.0510   0.4936   0.7966
   9.500   0.5264   0.08152   0.07354   0.0519   0.4880   0.8006
   9.750   0.5455   0.08129   0.07335   0.0524   0.4744   0.8025
  10.000   0.5729   0.07975   0.07178   0.0530   0.4660   0.8071
  10.250   0.5993   0.07896   0.07100   0.0528   0.4515   0.8093
  10.500   0.6434   0.07713   0.06909   0.0510   0.4387   0.8157
  10.750   0.6490   0.07723   0.06918   0.0538   0.4232   0.8207
  11.000   0.6809   0.07619   0.06808   0.0528   0.4078   0.8232
  11.250   0.6793   0.07620   0.06805   0.0570   0.3940   0.8278
  11.500   0.7049   0.07581   0.06763   0.0563   0.3775   0.8296
  11.750   0.7054   0.07577   0.06752   0.0604   0.3656   0.8357
  12.000   0.7299   0.07560   0.06736   0.0596   0.3512   0.8373
  12.250   0.7496   0.07536   0.06702   0.0600   0.3383   0.8407
  12.500   0.7445   0.07580   0.06747   0.0643   0.3281   0.8451
  12.750   0.7641   0.07573   0.06730   0.0642   0.3155   0.8468
  13.000   0.7726   0.07614   0.06772   0.0660   0.3056   0.8506
  13.500   0.7955   0.07614   0.06761   0.0690   0.2893   0.8565
  14.000   0.8102   0.07709   0.06871   0.0727   0.2757   0.8659
  14.250   0.8313   0.07706   0.06863   0.0724   0.2684   0.8682
  14.500   0.8314   0.07744   0.06902   0.0761   0.2635   0.8760
  14.750   0.8443   0.07812   0.06986   0.0762   0.2565   0.8774
  15.000   0.8574   0.07864   0.07043   0.0766   0.2497   0.8798
  15.250   0.8645   0.07885   0.07057   0.0792   0.2443   0.8882
  15.500   0.8771   0.07969   0.07156   0.0791   0.2376   0.8900
  15.750   0.8836   0.08088   0.07289   0.0799   0.2305   0.8935
  16.250   0.8954   0.08323   0.07536   0.0818   0.2150   0.9047
  16.750   0.8990   0.08658   0.07882   0.0838   0.1981   0.9167
  17.000   0.8956   0.08873   0.08114   0.0850   0.1893   0.9201
  17.250   0.8975   0.09067   0.08307   0.0856   0.1811   0.9288
  17.500   0.8966   0.09289   0.08548   0.0860   0.1721   0.9308
  17.750   0.8948   0.09499   0.08761   0.0867   0.1646   0.9337
  18.250   0.8900   0.09990   0.09269   0.0877   0.1487   0.9437
  18.500   0.8881   0.10255   0.09547   0.0875   0.1402   0.9457
  18.750   0.8825   0.10536   0.09829   0.0877   0.1331   0.9479
  19.000   0.8744   0.10818   0.10122   0.0885   0.1260   0.9500
<< Back to Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)