I.S.A. 962 (isa962-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: I.S.A. 962 (isa962-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.21 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-isa962-il-50000.txt Download as CSV file: xf-isa962-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3079 0.11290 0.10569 -0.0240 1.0000 0.1707
-9.500 -0.3229 0.11330 0.10624 -0.0256 1.0000 0.1745
-9.250 -0.3141 0.10898 0.10198 -0.0252 1.0000 0.1775
-9.000 -0.2994 0.10510 0.09812 -0.0238 1.0000 0.1845
-8.750 -0.3108 0.10446 0.09763 -0.0235 1.0000 0.1900
-8.500 -0.3391 0.10565 0.09905 -0.0229 1.0000 0.1918
-8.250 -0.3123 0.09937 0.09275 -0.0206 1.0000 0.1978
-8.000 -0.3181 0.09778 0.09128 -0.0184 1.0000 0.2033
-7.750 -0.3402 0.09795 0.09160 -0.0176 1.0000 0.2078
-7.500 -0.3559 0.09699 0.09078 -0.0177 1.0000 0.2102
-7.250 -0.3420 0.09267 0.08650 -0.0131 1.0000 0.2159
-7.000 -0.3505 0.09140 0.08531 -0.0120 1.0000 0.2227
-6.750 -0.3646 0.09052 0.08454 -0.0139 1.0000 0.2276
-6.500 -0.3578 0.08708 0.08116 -0.0092 1.0000 0.2332
-6.250 -0.3679 0.08712 0.08122 -0.0142 1.0000 0.2438
-6.000 -0.3627 0.08302 0.07722 -0.0082 1.0000 0.2482
-5.750 -0.3633 0.08198 0.07618 -0.0119 1.0000 0.2612
-5.500 -0.3598 0.07858 0.07288 -0.0067 1.0000 0.2670
-5.000 -0.3507 0.07443 0.06876 -0.0084 1.0000 0.2966
-4.750 -0.3449 0.07212 0.06649 -0.0075 1.0000 0.3137
-4.500 -0.3395 0.06967 0.06410 -0.0056 1.0000 0.3318
-4.250 -0.3339 0.06733 0.06181 -0.0032 1.0000 0.3523
-4.000 -0.3267 0.06517 0.05968 -0.0023 1.0000 0.3822
-3.750 -0.3212 0.06297 0.05754 0.0001 1.0000 0.4150
-3.500 -0.3183 0.06069 0.05536 0.0043 1.0000 0.4505
-3.250 -0.3181 0.05867 0.05343 0.0093 1.0000 0.4994
-3.000 -0.3189 0.05641 0.05129 0.0155 1.0000 0.5393
-2.750 -0.3175 0.05428 0.04923 0.0202 1.0000 0.5855
-2.500 -0.3148 0.05197 0.04702 0.0250 1.0000 0.6218
-2.250 -0.3042 0.04975 0.04484 0.0267 1.0000 0.6536
-2.000 -0.2870 0.04746 0.04257 0.0264 1.0000 0.6735
-1.750 -0.0044 0.04219 0.03380 -0.0520 0.9993 0.1848
-1.500 0.0764 0.04001 0.03081 -0.0620 0.9843 0.1681
-1.250 0.1425 0.03874 0.02902 -0.0692 0.9693 0.1675
-1.000 0.1978 0.03794 0.02781 -0.0743 0.9553 0.1716
-0.750 0.2524 0.03728 0.02676 -0.0790 0.9429 0.1761
-0.500 0.2975 0.03688 0.02624 -0.0821 0.9292 0.1892
-0.250 0.3416 0.03654 0.02584 -0.0849 0.9153 0.2117
0.000 0.3860 0.03593 0.02552 -0.0877 0.9013 0.2691
0.250 0.4276 0.03348 0.02461 -0.0889 0.8881 1.0000
0.500 0.4665 0.03414 0.02491 -0.0908 0.8713 1.0000
0.750 0.5046 0.03473 0.02527 -0.0926 0.8538 1.0000
1.000 0.5428 0.03523 0.02560 -0.0942 0.8361 1.0000
1.250 0.5816 0.03562 0.02587 -0.0958 0.8182 1.0000
1.500 0.6220 0.03583 0.02599 -0.0972 0.8003 1.0000
1.750 0.6641 0.03586 0.02596 -0.0987 0.7829 1.0000
2.000 0.7048 0.03571 0.02577 -0.0996 0.7655 1.0000
2.250 0.7467 0.03516 0.02519 -0.0999 0.7481 1.0000
2.500 0.7709 0.03527 0.02528 -0.0982 0.7250 1.0000
2.750 0.8089 0.03433 0.02431 -0.0973 0.7052 1.0000
3.000 0.8497 0.03297 0.02291 -0.0963 0.6860 1.0000
3.250 0.8875 0.03184 0.02173 -0.0951 0.6672 1.0000
3.500 0.9223 0.03109 0.02095 -0.0940 0.6488 1.0000
3.750 0.9452 0.03130 0.02116 -0.0922 0.6268 1.0000
4.000 0.9729 0.03111 0.02095 -0.0907 0.6057 1.0000
4.250 1.0038 0.03070 0.02048 -0.0894 0.5850 1.0000
4.500 1.0316 0.03053 0.02024 -0.0879 0.5627 1.0000
4.750 1.0557 0.03060 0.02028 -0.0861 0.5377 1.0000
5.000 1.0822 0.03056 0.02014 -0.0845 0.5122 1.0000
5.250 1.1082 0.03062 0.02004 -0.0829 0.4849 1.0000
5.500 1.1293 0.03119 0.02051 -0.0811 0.4561 1.0000
5.750 1.1522 0.03189 0.02104 -0.0796 0.4294 1.0000
6.000 1.1758 0.03276 0.02176 -0.0783 0.4054 1.0000
6.250 1.1997 0.03385 0.02266 -0.0774 0.3849 1.0000
6.500 1.2201 0.03529 0.02410 -0.0762 0.3670 1.0000
6.750 1.2420 0.03674 0.02553 -0.0753 0.3512 1.0000
7.000 1.2661 0.03818 0.02687 -0.0747 0.3372 1.0000
7.250 1.2794 0.04017 0.02914 -0.0731 0.3249 1.0000
7.500 1.2956 0.04216 0.03128 -0.0718 0.3140 1.0000
7.750 1.3219 0.04366 0.03266 -0.0716 0.3036 1.0000
8.000 1.3250 0.04639 0.03588 -0.0692 0.2953 1.0000
8.250 1.3512 0.04803 0.03740 -0.0690 0.2869 1.0000
8.500 1.3450 0.05139 0.04129 -0.0659 0.2804 1.0000
8.750 1.3681 0.05304 0.04293 -0.0654 0.2728 1.0000
9.000 1.3631 0.05673 0.04698 -0.0627 0.2684 1.0000
9.250 1.3414 0.06150 0.05217 -0.0593 0.2653 1.0000
9.500 1.3087 0.06710 0.05809 -0.0558 0.2634 1.0000
9.750 1.2152 0.07812 0.06934 -0.0523 0.2662 1.0000
10.000 1.1022 0.09901 0.09021 -0.0594 0.2705 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to I.S.A. 962 (isa962-il)