I.S.A. 571 (isa571-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: I.S.A. 571 (isa571-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.36 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-isa571-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-isa571-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: I.S.A. 571
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3903 0.10930 0.10240 -0.0190 1.0000 0.0813
-8.750 -0.3933 0.10719 0.10034 -0.0203 1.0000 0.0839
-8.500 -0.4016 0.10566 0.09899 -0.0217 1.0000 0.0850
-8.000 -0.4014 0.09948 0.09297 -0.0239 1.0000 0.0863
-7.750 -0.3925 0.09538 0.08889 -0.0215 1.0000 0.0886
-7.500 -0.3886 0.09231 0.08589 -0.0218 1.0000 0.0915
-7.250 -0.3869 0.08964 0.08328 -0.0246 1.0000 0.0957
-7.000 -0.3834 0.08724 0.08088 -0.0319 1.0000 0.0977
-6.750 -0.3771 0.08272 0.07647 -0.0278 1.0000 0.1004
-6.500 -0.3696 0.07947 0.07325 -0.0274 1.0000 0.1048
-6.000 -0.3318 0.06795 0.06129 -0.0407 1.0000 0.0617
-5.750 -0.3238 0.06446 0.05791 -0.0384 1.0000 0.0592
-5.500 -0.3080 0.06038 0.05374 -0.0399 1.0000 0.0566
-5.250 -0.2880 0.05595 0.04913 -0.0424 1.0000 0.0544
-5.000 -0.2659 0.05177 0.04472 -0.0447 1.0000 0.0541
-4.750 -0.2427 0.04811 0.04079 -0.0465 1.0000 0.0568
-4.500 -0.2163 0.04419 0.03645 -0.0485 1.0000 0.0588
-4.250 -0.1886 0.04035 0.03214 -0.0501 1.0000 0.0594
-4.000 -0.1574 0.03652 0.02757 -0.0517 1.0000 0.0620
-3.750 -0.1359 0.03489 0.02594 -0.0517 1.0000 0.0685
-3.500 -0.1053 0.03202 0.02241 -0.0525 1.0000 0.0721
-3.250 -0.0793 0.03043 0.02055 -0.0527 1.0000 0.0801
-3.000 -0.0498 0.02859 0.01809 -0.0529 1.0000 0.0865
-2.750 -0.0234 0.02722 0.01652 -0.0529 1.0000 0.0912
-2.500 0.0029 0.02630 0.01530 -0.0528 1.0000 0.1012
-2.250 0.0291 0.02534 0.01412 -0.0525 1.0000 0.1057
-2.000 0.0555 0.02457 0.01304 -0.0521 1.0000 0.1097
-1.750 0.0817 0.02391 0.01222 -0.0518 1.0000 0.1140
-1.500 0.1149 0.02344 0.01160 -0.0531 0.9963 0.1241
-1.250 0.1617 0.02280 0.01087 -0.0570 0.9851 0.1378
-1.000 0.2059 0.02219 0.01022 -0.0604 0.9722 0.1534
-0.750 0.2491 0.02149 0.00970 -0.0637 0.9584 0.1922
-0.500 0.2818 0.01879 0.00929 -0.0643 0.9438 1.0000
-0.250 0.3232 0.01882 0.00892 -0.0667 0.9266 1.0000
0.000 0.3614 0.01880 0.00864 -0.0685 0.9073 1.0000
0.250 0.3988 0.01873 0.00840 -0.0700 0.8865 1.0000
0.500 0.4365 0.01862 0.00815 -0.0715 0.8653 1.0000
0.750 0.4726 0.01850 0.00791 -0.0725 0.8409 1.0000
1.000 0.5081 0.01839 0.00771 -0.0734 0.8135 1.0000
1.250 0.5448 0.01828 0.00750 -0.0744 0.7843 1.0000
1.500 0.5817 0.01820 0.00727 -0.0753 0.7527 1.0000
1.750 0.6156 0.01825 0.00716 -0.0757 0.7184 1.0000
2.000 0.6473 0.01843 0.00717 -0.0758 0.6845 1.0000
2.250 0.6764 0.01874 0.00728 -0.0755 0.6524 1.0000
2.500 0.7036 0.01914 0.00751 -0.0749 0.6229 1.0000
2.750 0.7297 0.01958 0.00785 -0.0744 0.5948 1.0000
3.000 0.7554 0.02006 0.00821 -0.0738 0.5679 1.0000
3.250 0.7805 0.02053 0.00857 -0.0731 0.5421 1.0000
3.500 0.8053 0.02101 0.00899 -0.0724 0.5181 1.0000
3.750 0.8301 0.02150 0.00944 -0.0718 0.4962 1.0000
4.000 0.8556 0.02201 0.00995 -0.0713 0.4783 1.0000
4.250 0.8814 0.02255 0.01051 -0.0709 0.4620 1.0000
4.500 0.9073 0.02312 0.01116 -0.0706 0.4467 1.0000
4.750 0.9331 0.02372 0.01183 -0.0703 0.4320 1.0000
5.000 0.9584 0.02435 0.01254 -0.0699 0.4171 1.0000
5.250 0.9830 0.02500 0.01327 -0.0693 0.4015 1.0000
5.500 1.0072 0.02567 0.01408 -0.0687 0.3857 1.0000
5.750 1.0307 0.02637 0.01490 -0.0680 0.3697 1.0000
6.000 1.0530 0.02707 0.01578 -0.0672 0.3522 1.0000
6.250 1.0747 0.02777 0.01666 -0.0662 0.3347 1.0000
6.500 1.0964 0.02851 0.01765 -0.0653 0.3185 1.0000
6.750 1.1182 0.02930 0.01866 -0.0643 0.3036 1.0000
7.000 1.1403 0.03017 0.01978 -0.0635 0.2905 1.0000
7.250 1.1620 0.03107 0.02094 -0.0625 0.2779 1.0000
7.500 1.1781 0.03157 0.02168 -0.0608 0.2575 1.0000
7.750 1.1898 0.03186 0.02211 -0.0585 0.2299 1.0000
8.000 1.2014 0.03242 0.02275 -0.0564 0.2008 1.0000
8.250 1.2113 0.03346 0.02373 -0.0543 0.1703 1.0000
8.500 1.2207 0.03497 0.02540 -0.0523 0.1229 1.0000
8.750 1.2222 0.03742 0.02747 -0.0498 0.0802 1.0000
9.000 1.2231 0.04007 0.03012 -0.0471 0.0579 1.0000
9.250 1.2213 0.04263 0.03269 -0.0443 0.0483 1.0000
9.500 1.2171 0.04525 0.03538 -0.0416 0.0438 1.0000
9.750 1.2098 0.04823 0.03844 -0.0392 0.0415 1.0000
10.000 1.2035 0.05132 0.04171 -0.0374 0.0399 1.0000
10.250 1.1964 0.05473 0.04533 -0.0363 0.0385 1.0000
10.500 1.1886 0.05851 0.04931 -0.0359 0.0372 1.0000
10.750 1.1805 0.06267 0.05365 -0.0362 0.0360 1.0000
11.000 1.1723 0.06714 0.05828 -0.0370 0.0350 1.0000
11.250 1.1638 0.07188 0.06314 -0.0382 0.0340 1.0000
11.500 1.1554 0.07668 0.06805 -0.0394 0.0332 1.0000
11.750 1.1501 0.08122 0.07277 -0.0404 0.0323 1.0000
12.000 1.1451 0.08584 0.07763 -0.0415 0.0315 1.0000
12.250 1.1398 0.09063 0.08265 -0.0427 0.0309 1.0000
12.500 1.1341 0.09560 0.08784 -0.0441 0.0304 1.0000
12.750 1.1277 0.10084 0.09330 -0.0457 0.0300 1.0000
13.000 1.1200 0.10653 0.09921 -0.0478 0.0298 1.0000
13.250 1.1108 0.11271 0.10560 -0.0504 0.0297 1.0000
13.500 1.1000 0.11951 0.11261 -0.0535 0.0297 1.0000
13.750 1.0875 0.12712 0.12041 -0.0574 0.0299 1.0000
14.000 1.0734 0.13557 0.12904 -0.0620 0.0302 1.0000
14.250 1.0583 0.14488 0.13848 -0.0671 0.0306 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to I.S.A. 571 (isa571-il)