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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)