I.S.A. 961 (isa961-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: I.S.A. 961 (isa961-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.92 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-isa961-il-50000.txt Download as CSV file: xf-isa961-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: I.S.A. 961
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3342 0.10527 0.09868 -0.0248 1.0000 0.1758
-8.750 -0.3550 0.10536 0.09897 -0.0251 1.0000 0.1785
-8.500 -0.3380 0.09998 0.09361 -0.0235 1.0000 0.1838
-8.250 -0.3420 0.09791 0.09164 -0.0222 1.0000 0.1897
-8.000 -0.3639 0.09779 0.09173 -0.0228 1.0000 0.1935
-7.750 -0.3579 0.09368 0.08767 -0.0206 1.0000 0.1976
-7.500 -0.3581 0.09120 0.08526 -0.0189 1.0000 0.2046
-7.250 -0.3813 0.09154 0.08572 -0.0227 1.0000 0.2095
-7.000 -0.3679 0.08644 0.08070 -0.0169 1.0000 0.2154
-6.750 -0.3794 0.08553 0.07984 -0.0195 1.0000 0.2243
-6.250 -0.3783 0.07980 0.07422 -0.0183 1.0000 0.2409
-6.000 -0.3754 0.07725 0.07169 -0.0171 1.0000 0.2546
-5.750 -0.3714 0.07390 0.06842 -0.0134 1.0000 0.2660
-5.500 -0.3674 0.07175 0.06624 -0.0164 1.0000 0.2860
-5.250 0.0584 0.04088 0.03415 -0.0346 1.0000 1.0000
-5.000 -0.3567 0.06544 0.06004 -0.0116 1.0000 0.3197
-4.750 -0.3502 0.06277 0.05738 -0.0106 1.0000 0.3483
-4.500 -0.3469 0.06007 0.05475 -0.0065 1.0000 0.3816
-4.250 -0.2335 0.04827 0.04120 -0.0417 1.0000 0.1948
-4.000 -0.2065 0.04407 0.03676 -0.0432 1.0000 0.1882
-3.750 -0.1733 0.04035 0.03248 -0.0461 1.0000 0.1972
-3.500 -0.1486 0.03831 0.03023 -0.0465 1.0000 0.2182
-3.250 -0.1209 0.03635 0.02789 -0.0476 1.0000 0.2342
-3.000 -0.0904 0.03462 0.02559 -0.0490 1.0000 0.2414
-2.750 -0.0660 0.03356 0.02431 -0.0494 1.0000 0.2515
-2.500 -0.0383 0.03260 0.02289 -0.0502 1.0000 0.2545
-2.250 -0.0150 0.03190 0.02210 -0.0504 1.0000 0.2626
-2.000 0.0100 0.03153 0.02139 -0.0508 1.0000 0.2708
-1.750 0.0328 0.03111 0.02088 -0.0510 1.0000 0.2767
-1.500 0.0560 0.03098 0.02052 -0.0512 1.0000 0.2843
-1.250 0.0787 0.03096 0.02041 -0.0514 1.0000 0.2956
-1.000 0.1216 0.03107 0.02040 -0.0551 0.9940 0.3199
-0.750 0.1813 0.03085 0.02023 -0.0615 0.9797 0.3653
-0.500 0.2321 0.02841 0.02000 -0.0656 0.9668 0.8890
-0.250 0.2882 0.02926 0.01993 -0.0711 0.9465 1.0000
0.000 0.3415 0.02999 0.02029 -0.0762 0.9264 1.0000
0.250 0.3901 0.03050 0.02057 -0.0803 0.9042 1.0000
0.500 0.4483 0.03076 0.02065 -0.0853 0.8843 1.0000
0.750 0.4850 0.03106 0.02085 -0.0868 0.8605 1.0000
1.000 0.5368 0.03096 0.02068 -0.0902 0.8410 1.0000
1.250 0.5781 0.03094 0.02062 -0.0918 0.8203 1.0000
1.500 0.6179 0.03081 0.02047 -0.0929 0.8000 1.0000
1.750 0.6616 0.03035 0.01999 -0.0941 0.7818 1.0000
2.000 0.6996 0.02993 0.01956 -0.0943 0.7624 1.0000
2.250 0.7313 0.02968 0.01934 -0.0935 0.7408 1.0000
2.500 0.7700 0.02899 0.01862 -0.0933 0.7221 1.0000
2.750 0.8010 0.02872 0.01835 -0.0924 0.7013 1.0000
3.000 0.8308 0.02854 0.01819 -0.0913 0.6803 1.0000
3.250 0.8649 0.02808 0.01768 -0.0906 0.6612 1.0000
3.500 0.8893 0.02833 0.01792 -0.0892 0.6392 1.0000
3.750 0.9174 0.02841 0.01802 -0.0881 0.6196 1.0000
4.000 0.9463 0.02858 0.01815 -0.0874 0.6018 1.0000
4.250 0.9725 0.02899 0.01854 -0.0865 0.5841 1.0000
4.500 0.9948 0.02971 0.01931 -0.0853 0.5660 1.0000
4.750 1.0185 0.03034 0.02001 -0.0843 0.5491 1.0000
5.000 1.0425 0.03099 0.02070 -0.0833 0.5329 1.0000
5.250 1.0668 0.03151 0.02123 -0.0823 0.5161 1.0000
5.500 1.0924 0.03177 0.02149 -0.0811 0.4982 1.0000
5.750 1.1184 0.03203 0.02168 -0.0801 0.4803 1.0000
6.000 1.1376 0.03279 0.02254 -0.0785 0.4620 1.0000
6.250 1.1585 0.03347 0.02329 -0.0772 0.4443 1.0000
6.500 1.1800 0.03419 0.02410 -0.0759 0.4274 1.0000
6.750 1.2013 0.03507 0.02507 -0.0747 0.4115 1.0000
7.000 1.2220 0.03607 0.02617 -0.0735 0.3958 1.0000
7.250 1.2420 0.03725 0.02748 -0.0723 0.3806 1.0000
7.500 1.2610 0.03858 0.02899 -0.0711 0.3657 1.0000
7.750 1.2788 0.04010 0.03067 -0.0697 0.3513 1.0000
8.000 1.2956 0.04163 0.03236 -0.0682 0.3371 1.0000
8.250 1.3120 0.04297 0.03385 -0.0666 0.3227 1.0000
8.500 1.3276 0.04446 0.03550 -0.0650 0.3097 1.0000
8.750 1.3457 0.04606 0.03729 -0.0638 0.2986 1.0000
9.000 1.3682 0.04727 0.03855 -0.0629 0.2864 1.0000
9.250 1.3684 0.04987 0.04156 -0.0600 0.2758 1.0000
9.500 1.3754 0.05173 0.04364 -0.0576 0.2634 1.0000
9.750 1.4084 0.05036 0.04199 -0.0569 0.2426 1.0000
10.000 1.4145 0.05123 0.04299 -0.0542 0.2272 1.0000
10.250 1.4206 0.05212 0.04401 -0.0515 0.2126 1.0000
10.500 1.4247 0.05293 0.04489 -0.0486 0.1985 1.0000
10.750 1.4096 0.05559 0.04794 -0.0445 0.1897 1.0000
11.000 1.4038 0.05746 0.04995 -0.0410 0.1801 1.0000
11.250 1.4030 0.05872 0.05125 -0.0380 0.1688 1.0000
11.500 1.3957 0.05962 0.05212 -0.0348 0.1565 1.0000
11.750 1.3877 0.06117 0.05361 -0.0321 0.1441 1.0000
12.000 1.3796 0.06374 0.05608 -0.0299 0.1311 1.0000
12.250 1.3562 0.06863 0.06131 -0.0285 0.1263 1.0000
12.500 1.3461 0.07259 0.06520 -0.0272 0.1155 1.0000
12.750 1.3217 0.07838 0.07129 -0.0273 0.1129 1.0000
13.000 1.3165 0.08245 0.07528 -0.0266 0.1040 1.0000
13.250 1.2894 0.08926 0.08236 -0.0282 0.1039 1.0000
13.500 1.2612 0.09689 0.09023 -0.0308 0.1044 1.0000
13.750 1.2328 0.10537 0.09888 -0.0343 0.1052 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to I.S.A. 961 (isa961-il)