I.S.A. 962 (isa962-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: I.S.A. 962 (isa962-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.48 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-isa962-il-100000.txt Download as CSV file: xf-isa962-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: I.S.A. 962
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3216 0.09936 0.09456 -0.0281 1.0000 0.0950
-8.500 -0.3469 0.09965 0.09499 -0.0274 1.0000 0.0956
-8.250 -0.3678 0.09969 0.09510 -0.0299 1.0000 0.0961
-8.000 -0.3720 0.09636 0.09185 -0.0286 1.0000 0.0967
-7.750 -0.3660 0.09237 0.08792 -0.0226 1.0000 0.0977
-7.500 -0.3652 0.08992 0.08552 -0.0191 1.0000 0.0989
-7.250 -0.3677 0.08796 0.08362 -0.0169 1.0000 0.1003
-7.000 -0.3710 0.08610 0.08180 -0.0156 1.0000 0.1021
-6.750 -0.3736 0.08417 0.07991 -0.0153 1.0000 0.1042
-6.500 -0.3736 0.08213 0.07789 -0.0171 1.0000 0.1074
-6.250 -0.3492 0.07786 0.07347 -0.0295 0.9966 0.1116
-6.000 -0.3272 0.07408 0.06974 -0.0290 0.9921 0.1139
-5.750 -0.2960 0.07074 0.06636 -0.0331 0.9858 0.1196
-5.500 -0.2528 0.06599 0.06141 -0.0444 0.9782 0.1283
-5.250 -0.2231 0.06290 0.05834 -0.0467 0.9725 0.1332
-5.000 -0.1802 0.05899 0.05417 -0.0561 0.9645 0.1442
-4.750 -0.1490 0.05605 0.05126 -0.0582 0.9590 0.1495
-4.500 -0.1115 0.05289 0.04791 -0.0643 0.9510 0.1618
-4.250 -0.0688 0.05018 0.04499 -0.0702 0.9451 0.1772
-4.000 -0.0419 0.04777 0.04264 -0.0710 0.9377 0.1844
-3.750 0.0025 0.04541 0.04006 -0.0767 0.9306 0.2114
-3.500 0.0363 0.04304 0.03768 -0.0789 0.9230 0.2301
-3.250 0.0744 0.04076 0.03539 -0.0816 0.9155 0.2517
-3.000 0.1649 0.03246 0.02537 -0.0939 0.9129 0.1207
-2.750 0.2038 0.02966 0.02195 -0.0954 0.9038 0.1045
-2.500 0.2548 0.02760 0.01948 -0.0991 0.8987 0.1035
-2.250 0.2950 0.02613 0.01770 -0.1008 0.8906 0.1030
-2.000 0.3372 0.02471 0.01602 -0.1025 0.8830 0.1030
-1.750 0.3726 0.02374 0.01490 -0.1032 0.8740 0.1049
-1.500 0.4093 0.02290 0.01392 -0.1040 0.8661 0.1090
-1.250 0.4389 0.02218 0.01329 -0.1039 0.8566 0.1166
-1.000 0.4735 0.02139 0.01250 -0.1042 0.8487 0.1269
-0.750 0.5000 0.02079 0.01205 -0.1035 0.8380 0.1442
-0.500 0.5431 0.01761 0.01122 -0.1053 0.8321 1.0000
-0.250 0.5688 0.01773 0.01108 -0.1043 0.8203 1.0000
0.000 0.6001 0.01757 0.01070 -0.1039 0.8115 1.0000
0.250 0.6270 0.01747 0.01046 -0.1029 0.7991 1.0000
0.500 0.6530 0.01737 0.01023 -0.1017 0.7854 1.0000
0.750 0.6800 0.01719 0.00993 -0.1006 0.7719 1.0000
1.000 0.7075 0.01699 0.00961 -0.0995 0.7585 1.0000
1.250 0.7352 0.01676 0.00927 -0.0985 0.7443 1.0000
1.500 0.7623 0.01659 0.00898 -0.0973 0.7286 1.0000
1.750 0.7884 0.01648 0.00878 -0.0961 0.7112 1.0000
2.000 0.8143 0.01645 0.00865 -0.0950 0.6929 1.0000
2.250 0.8399 0.01644 0.00854 -0.0939 0.6730 1.0000
2.500 0.8658 0.01643 0.00841 -0.0927 0.6519 1.0000
2.750 0.8910 0.01649 0.00834 -0.0916 0.6296 1.0000
3.000 0.9151 0.01663 0.00840 -0.0904 0.6049 1.0000
3.250 0.9403 0.01679 0.00839 -0.0894 0.5820 1.0000
3.500 0.9636 0.01705 0.00859 -0.0883 0.5563 1.0000
3.750 0.9878 0.01731 0.00869 -0.0872 0.5332 1.0000
4.000 1.0108 0.01764 0.00896 -0.0862 0.5081 1.0000
4.250 1.0340 0.01799 0.00916 -0.0851 0.4849 1.0000
4.500 1.0563 0.01840 0.00947 -0.0840 0.4603 1.0000
4.750 1.0783 0.01886 0.00978 -0.0828 0.4363 1.0000
5.000 1.0993 0.01941 0.01022 -0.0816 0.4104 1.0000
5.250 1.1197 0.02009 0.01067 -0.0803 0.3845 1.0000
5.500 1.1394 0.02090 0.01132 -0.0790 0.3573 1.0000
5.750 1.1594 0.02186 0.01210 -0.0778 0.3321 1.0000
6.000 1.1797 0.02281 0.01291 -0.0766 0.3101 1.0000
6.250 1.2006 0.02372 0.01371 -0.0757 0.2924 1.0000
6.500 1.2217 0.02456 0.01452 -0.0747 0.2774 1.0000
6.750 1.2430 0.02538 0.01533 -0.0738 0.2648 1.0000
7.000 1.2651 0.02621 0.01604 -0.0731 0.2543 1.0000
7.250 1.2855 0.02697 0.01688 -0.0721 0.2437 1.0000
7.500 1.3066 0.02784 0.01778 -0.0712 0.2346 1.0000
7.750 1.3285 0.02867 0.01857 -0.0705 0.2264 1.0000
8.000 1.3491 0.02969 0.01971 -0.0696 0.2187 1.0000
8.250 1.3715 0.03061 0.02056 -0.0690 0.2116 1.0000
8.500 1.3914 0.03178 0.02189 -0.0681 0.2049 1.0000
8.750 1.4128 0.03284 0.02296 -0.0675 0.1986 1.0000
9.000 1.4371 0.03426 0.02436 -0.0673 0.1935 1.0000
9.250 1.4542 0.03563 0.02601 -0.0661 0.1885 1.0000
9.500 1.4761 0.03692 0.02734 -0.0656 0.1836 1.0000
9.750 1.5003 0.03870 0.02910 -0.0656 0.1793 1.0000
10.000 1.5122 0.04033 0.03110 -0.0638 0.1754 1.0000
10.250 1.5273 0.04193 0.03292 -0.0625 0.1715 1.0000
10.500 1.5496 0.04341 0.03438 -0.0623 0.1672 1.0000
10.750 1.5622 0.04551 0.03669 -0.0609 0.1635 1.0000
11.000 1.5650 0.04728 0.03882 -0.0581 0.1598 1.0000
11.250 1.5761 0.04856 0.04023 -0.0565 0.1552 1.0000
11.500 1.6028 0.05027 0.04176 -0.0573 0.1499 1.0000
11.750 1.5933 0.05217 0.04412 -0.0532 0.1476 1.0000
12.000 1.5862 0.05421 0.04648 -0.0496 0.1448 1.0000
12.250 1.5855 0.05589 0.04834 -0.0468 0.1417 1.0000
12.500 1.5999 0.05699 0.04944 -0.0458 0.1379 1.0000
12.750 1.6071 0.05913 0.05165 -0.0445 0.1346 1.0000
13.000 1.5818 0.06197 0.05484 -0.0400 0.1335 1.0000
13.250 1.5550 0.06554 0.05873 -0.0367 0.1324 1.0000
13.500 1.5250 0.06997 0.06347 -0.0344 0.1315 1.0000
13.750 1.4881 0.07581 0.06962 -0.0332 0.1313 1.0000
14.000 1.4386 0.08421 0.07831 -0.0339 0.1322 1.0000
14.250 1.3781 0.09575 0.09010 -0.0371 0.1341 1.0000
14.500 1.4532 0.08675 0.08094 -0.0333 0.1236 1.0000
14.750 1.4241 0.09354 0.08789 -0.0350 0.1227 1.0000
15.000 1.3952 0.10105 0.09554 -0.0373 0.1218 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to I.S.A. 962 (isa962-il)