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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.8 at α=14.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-griffith30symsuction-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-griffith30symsuction-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.500  -0.5641   0.15522   0.14735  -0.0960   0.9345   0.1645
 -19.250  -0.5449   0.15922   0.15133  -0.0925   0.9366   0.1668
 -18.750  -0.5938   0.14888   0.14095  -0.0921   0.9391   0.1833
 -18.500  -0.5712   0.15212   0.14414  -0.0898   0.9398   0.1864
 -18.250  -0.7433   0.12772   0.11973  -0.0867   0.9454   0.2008
 -18.000  -0.7074   0.13433   0.12645  -0.0817   0.9492   0.2034
 -17.750  -0.6835   0.13804   0.13015  -0.0786   0.9516   0.2069
 -17.500  -0.8309   0.11557   0.10734  -0.0783   0.9540   0.2200
 -17.250  -0.7832   0.12099   0.11288  -0.0771   0.9549   0.2256
 -17.000  -0.7799   0.12126   0.11315  -0.0742   0.9570   0.2313
 -16.750  -0.8583   0.11325   0.10505  -0.0663   0.9641   0.2367
 -16.500  -0.9336   0.10409   0.09554  -0.0611   0.9686   0.2428
 -16.250  -0.8879   0.10869   0.10035  -0.0605   0.9708   0.2496
 -16.000  -0.9173   0.10714   0.09884  -0.0527   0.9784   0.2535
 -15.500  -1.0138   0.10109   0.09270  -0.0341   1.0000   0.2609
 -15.250  -1.0274   0.09807   0.08951  -0.0317   1.0000   0.2680
 -15.000  -1.0016   0.09967   0.09119  -0.0310   1.0000   0.2754
 -14.750  -1.0070   0.09763   0.08903  -0.0289   1.0000   0.2834
 -14.500  -1.0196   0.09476   0.08597  -0.0264   1.0000   0.2910
 -14.250  -0.9931   0.09642   0.08773  -0.0258   1.0000   0.2984
 -14.000  -0.9923   0.09512   0.08635  -0.0238   1.0000   0.3068
 -13.750  -0.9989   0.09296   0.08405  -0.0214   1.0000   0.3152
 -13.500  -0.9749   0.09441   0.08557  -0.0207   1.0000   0.3231
 -13.250  -0.9768   0.09285   0.08391  -0.0185   1.0000   0.3327
 -13.000  -0.9689   0.09242   0.08346  -0.0168   1.0000   0.3418
 -12.750  -0.9526   0.09303   0.08410  -0.0156   1.0000   0.3511
 -12.500  -0.9645   0.09034   0.08126  -0.0127   1.0000   0.3627
 -12.250  -0.9344   0.09247   0.08347  -0.0123   1.0000   0.3708
 -12.000  -0.9303   0.09159   0.08252  -0.0104   1.0000   0.3819
 -11.750  -0.9170   0.09177   0.08269  -0.0090   1.0000   0.3917
 -11.500  -0.8945   0.09309   0.08402  -0.0082   1.0000   0.4008
 -11.250  -0.8947   0.09172   0.08257  -0.0059   1.0000   0.4144
 -11.000  -0.8627   0.09421   0.08508  -0.0057   1.0000   0.4212
 -10.750  -0.8503   0.09442   0.08525  -0.0042   1.0000   0.4333
 -10.500  -0.8309   0.09552   0.08632  -0.0031   1.0000   0.4429
 -10.250  -0.8048   0.09751   0.08828  -0.0024   1.0000   0.4504
 -10.000  -0.7995   0.09699   0.08769  -0.0004   1.0000   0.4650
  -9.750  -0.7712   0.09929   0.08994   0.0002   1.0000   0.4704
  -9.500  -0.7540   0.10032   0.09090   0.0015   1.0000   0.4802
  -9.250  -0.7200   0.10132   0.09175  -0.0011   0.9935   0.4921
  -8.750  -0.6498   0.10384   0.09396  -0.0065   0.9770   0.5149
  -8.500  -0.6104   0.10548   0.09544  -0.0096   0.9674   0.5248
  -8.250  -0.5866   0.10586   0.09568  -0.0107   0.9594   0.5377
  -8.000  -0.5731   0.10531   0.09499  -0.0109   0.9482   0.5547
  -7.750  -0.5311   0.10761   0.09715  -0.0137   0.9424   0.5604
  -7.500  -0.5247   0.10683   0.09625  -0.0124   0.9315   0.5762
  -7.250  -0.4852   0.10895   0.09825  -0.0149   0.9271   0.5819
  -7.000  -0.4861   0.10807   0.09727  -0.0122   0.9177   0.5969
  -6.500  -0.4400   0.10996   0.09898  -0.0124   0.9062   0.6130
  -6.000  -0.3912   0.11216   0.10099  -0.0139   0.8991   0.6309
  -5.750  -0.3823   0.11222   0.10100  -0.0115   0.8914   0.6398
  -5.500  -0.3543   0.11368   0.10239  -0.0125   0.8878   0.6504
  -5.250  -0.3367   0.11444   0.10311  -0.0114   0.8818   0.6588
  -5.000  -0.3224   0.11523   0.10382  -0.0106   0.8770   0.6716
  -4.750  -0.2827   0.11683   0.10535  -0.0135   0.8746   0.6772
  -4.500  -0.2889   0.11639   0.10488  -0.0092   0.8690   0.6873
  -4.250  -0.2596   0.11704   0.10548  -0.0107   0.8658   0.6916
  -4.000  -0.2429   0.11763   0.10599  -0.0107   0.8638   0.6994
  -3.750  -0.2360   0.11748   0.10582  -0.0084   0.8599   0.7048
  -3.500  -0.2205   0.11784   0.10613  -0.0078   0.8561   0.7119
  -3.250  -0.1960   0.11862   0.10685  -0.0089   0.8536   0.7179
  -3.000  -0.1929   0.11839   0.10660  -0.0061   0.8488   0.7239
  -2.750  -0.1753   0.11876   0.10693  -0.0061   0.8456   0.7294
  -2.500  -0.1558   0.11948   0.10759  -0.0063   0.8439   0.7356
  -2.250  -0.1514   0.11938   0.10750  -0.0038   0.8410   0.7411
  -1.750  -0.1147   0.12042   0.10848  -0.0038   0.8349   0.7525
  -1.500  -0.1145   0.12038   0.10842  -0.0006   0.8305   0.7588
  -1.250  -0.0893   0.12088   0.10892  -0.0017   0.8279   0.7635
  -1.000  -0.0829   0.12129   0.10932   0.0003   0.8255   0.7701
  -0.750  -0.0634   0.12163   0.10966   0.0003   0.8207   0.7758
  -0.500  -0.0488   0.12196   0.11000   0.0010   0.8169   0.7823
  -0.250  -0.0219   0.12289   0.11092  -0.0002   0.8124   0.7910
   0.250   0.0219   0.12288   0.11091   0.0002   0.7910   0.8124
   0.500   0.0488   0.12196   0.11000  -0.0010   0.7823   0.8169
   0.750   0.0636   0.12162   0.10965  -0.0003   0.7759   0.8208
   1.000   0.0827   0.12129   0.10931  -0.0003   0.7701   0.8255
   1.250   0.0893   0.12087   0.10890   0.0017   0.7635   0.8279
   1.500   0.1152   0.12038   0.10842   0.0005   0.7590   0.8305
   1.750   0.1143   0.12042   0.10847   0.0038   0.7526   0.8350
   2.250   0.1512   0.11937   0.10748   0.0038   0.7412   0.8411
   2.500   0.1557   0.11947   0.10758   0.0064   0.7358   0.8439
   2.750   0.1754   0.11873   0.10689   0.0060   0.7295   0.8457
   3.000   0.1932   0.11836   0.10657   0.0061   0.7241   0.8489
   3.250   0.1962   0.11857   0.10680   0.0089   0.7180   0.8537
   3.500   0.2211   0.11780   0.10609   0.0078   0.7121   0.8562
   3.750   0.2358   0.11746   0.10579   0.0084   0.7049   0.8601
   4.000   0.2440   0.11756   0.10591   0.0105   0.6997   0.8638
   4.500   0.2888   0.11636   0.10485   0.0092   0.6874   0.8693
   4.750   0.2823   0.11679   0.10532   0.0136   0.6773   0.8747
   5.000   0.3227   0.11516   0.10376   0.0105   0.6717   0.8772
   5.250   0.3367   0.11441   0.10308   0.0114   0.6589   0.8822
   5.500   0.3560   0.11356   0.10226   0.0123   0.6508   0.8880
   5.750   0.3826   0.11217   0.10095   0.0114   0.6399   0.8917
   6.250   0.4165   0.11082   0.09975   0.0129   0.6213   0.9019
   6.500   0.4530   0.10920   0.09821   0.0109   0.6167   0.9067
   7.000   0.4867   0.10800   0.09721   0.0120   0.5970   0.9181
   7.500   0.5256   0.10676   0.09618   0.0122   0.5763   0.9320
   8.000   0.5742   0.10525   0.09492   0.0107   0.5547   0.9490
   8.750   0.6516   0.10370   0.09383   0.0061   0.5150   0.9777
   9.250   0.7223   0.10117   0.09160   0.0007   0.4921   0.9941
   9.500   0.7548   0.10016   0.09073  -0.0016   0.4806   1.0000
   9.750   0.7714   0.09920   0.08985  -0.0002   0.4705   1.0000
  10.000   0.7996   0.09691   0.08761   0.0003   0.4651   1.0000
  10.250   0.8053   0.09739   0.08816   0.0023   0.4507   1.0000
  10.500   0.8311   0.09542   0.08622   0.0031   0.4430   1.0000
  10.750   0.8518   0.09417   0.08499   0.0041   0.4338   1.0000
  11.000   0.8631   0.09408   0.08495   0.0057   0.4214   1.0000
  11.250   0.8949   0.09162   0.08246   0.0059   0.4145   1.0000
  11.500   0.8953   0.09292   0.08384   0.0081   0.4010   1.0000
  11.750   0.9175   0.09164   0.08255   0.0090   0.3918   1.0000
  12.000   0.9316   0.09137   0.08229   0.0103   0.3821   1.0000
  12.250   0.9353   0.09230   0.08330   0.0122   0.3709   1.0000
  12.500   0.9650   0.09020   0.08112   0.0126   0.3628   1.0000
  12.750   0.9537   0.09283   0.08389   0.0155   0.3512   1.0000
  13.000   0.9698   0.09225   0.08329   0.0167   0.3419   1.0000
  13.250   0.9780   0.09264   0.08369   0.0184   0.3328   1.0000
  13.500   0.9760   0.09421   0.08536   0.0206   0.3232   1.0000
  13.750   0.9999   0.09278   0.08386   0.0214   0.3152   1.0000
  14.000   0.9936   0.09491   0.08612   0.0237   0.3068   1.0000
  14.250   0.9944   0.09620   0.08750   0.0257   0.2984   1.0000
  14.500   1.0208   0.09456   0.08576   0.0263   0.2910   1.0000
  14.750   1.0085   0.09740   0.08879   0.0288   0.2834   1.0000
  15.000   1.0032   0.09942   0.09093   0.0310   0.2754   1.0000
  15.250   1.0289   0.09783   0.08926   0.0316   0.2680   1.0000
  15.500   1.0154   0.10085   0.09245   0.0341   0.2608   1.0000
  16.000   0.9114   0.10690   0.09857   0.0542   0.2544   0.9762
  16.500   0.9350   0.10362   0.09505   0.0613   0.2429   0.9676
  16.750   0.8605   0.11231   0.10407   0.0671   0.2373   0.9626
  17.000   0.7761   0.12079   0.11263   0.0757   0.2322   0.9555
  17.250   0.7856   0.12051   0.11239   0.0771   0.2257   0.9544
  17.500   0.8337   0.11503   0.10677   0.0784   0.2201   0.9535
  17.750   0.6838   0.13772   0.12982   0.0790   0.2071   0.9510
  18.000   0.7037   0.13438   0.12648   0.0823   0.2035   0.9482
<< Back to Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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