K3311 (original) (k3311-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: K3311 (original) (k3311-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.73 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-k3311-il-50000.txt Download as CSV file: xf-k3311-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: K3311 (original)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.3688 0.12252 0.11532 -0.0257 1.0000 0.2119
-10.000 -0.3604 0.11862 0.11146 -0.0256 1.0000 0.2184
-9.750 -0.3683 0.11746 0.11039 -0.0264 1.0000 0.2278
-9.500 -0.3517 0.11294 0.10588 -0.0253 1.0000 0.2390
-9.250 -0.3489 0.10996 0.10296 -0.0251 1.0000 0.2494
-9.000 -0.3665 0.10967 0.10282 -0.0258 1.0000 0.2588
-8.750 -0.3502 0.10541 0.09856 -0.0245 1.0000 0.2724
-8.500 -0.3394 0.10175 0.09495 -0.0235 1.0000 0.2838
-8.250 -0.3377 0.09904 0.09229 -0.0227 1.0000 0.2950
-8.000 -0.3420 0.09694 0.09030 -0.0218 1.0000 0.3071
-7.750 -0.3509 0.09536 0.08886 -0.0205 1.0000 0.3204
-7.500 -0.3615 0.09417 0.08779 -0.0186 1.0000 0.3342
-7.250 -0.3596 0.09161 0.08532 -0.0165 1.0000 0.3493
-7.000 -0.3329 0.08691 0.08060 -0.0149 1.0000 0.3692
-6.750 -0.3302 0.08471 0.07849 -0.0123 1.0000 0.3904
-6.500 -0.3427 0.08358 0.07751 -0.0089 1.0000 0.4083
-6.250 -0.3342 0.08064 0.07463 -0.0064 1.0000 0.4286
-6.000 -0.3317 0.07843 0.07251 -0.0034 1.0000 0.4468
-5.750 -0.3391 0.07690 0.07108 0.0005 1.0000 0.4653
-5.500 -0.3637 0.07668 0.07105 0.0066 1.0000 0.4841
-4.500 -0.4174 0.04930 0.04248 -0.0352 1.0000 0.1813
-4.250 -0.3924 0.04403 0.03607 -0.0383 1.0000 0.1544
-4.000 -0.3741 0.04107 0.03301 -0.0379 1.0000 0.1486
-3.750 -0.3498 0.03833 0.02931 -0.0383 1.0000 0.1391
-3.500 -0.3293 0.03619 0.02692 -0.0378 1.0000 0.1366
-3.250 -0.3082 0.03443 0.02481 -0.0373 1.0000 0.1349
-3.000 -0.2872 0.03309 0.02308 -0.0367 1.0000 0.1363
-2.750 -0.2664 0.03203 0.02164 -0.0359 1.0000 0.1384
-2.500 -0.2456 0.03113 0.02041 -0.0351 1.0000 0.1398
-2.250 -0.2254 0.03010 0.01933 -0.0343 1.0000 0.1418
-2.000 -0.2046 0.02935 0.01855 -0.0336 1.0000 0.1455
-1.750 -0.1853 0.02889 0.01797 -0.0326 1.0000 0.1506
-1.500 -0.1584 0.02848 0.01754 -0.0330 0.9976 0.1615
-1.250 -0.1130 0.02820 0.01734 -0.0369 0.9877 0.1917
-1.000 -0.0640 0.02477 0.01719 -0.0384 0.9807 1.0000
-0.750 -0.0188 0.02578 0.01746 -0.0426 0.9695 1.0000
-0.500 0.0216 0.02666 0.01787 -0.0462 0.9576 1.0000
-0.250 0.0568 0.02746 0.01831 -0.0489 0.9457 1.0000
0.000 0.0923 0.02830 0.01883 -0.0515 0.9340 1.0000
0.250 0.1289 0.02917 0.01944 -0.0542 0.9227 1.0000
0.500 0.1701 0.03007 0.02009 -0.0576 0.9117 1.0000
0.750 0.1992 0.03083 0.02067 -0.0589 0.8996 1.0000
1.000 0.2280 0.03162 0.02130 -0.0601 0.8874 1.0000
1.250 0.2585 0.03244 0.02198 -0.0616 0.8756 1.0000
1.500 0.2929 0.03327 0.02269 -0.0635 0.8640 1.0000
1.750 0.3310 0.03406 0.02338 -0.0659 0.8528 1.0000
2.000 0.3528 0.03491 0.02415 -0.0658 0.8403 1.0000
2.250 0.3768 0.03579 0.02498 -0.0661 0.8282 1.0000
2.500 0.4044 0.03668 0.02582 -0.0668 0.8167 1.0000
2.750 0.4380 0.03749 0.02662 -0.0683 0.8054 1.0000
3.000 0.4697 0.03829 0.02741 -0.0694 0.7938 1.0000
3.250 0.4889 0.03931 0.02843 -0.0690 0.7811 1.0000
3.500 0.5098 0.04036 0.02948 -0.0687 0.7685 1.0000
3.750 0.5337 0.04137 0.03053 -0.0688 0.7560 1.0000
4.000 0.5609 0.04229 0.03149 -0.0691 0.7433 1.0000
4.250 0.5924 0.04306 0.03232 -0.0698 0.7308 1.0000
4.500 0.6307 0.04354 0.03291 -0.0710 0.7185 1.0000
4.750 0.6509 0.04458 0.03402 -0.0703 0.7045 1.0000
5.000 0.6711 0.04566 0.03516 -0.0697 0.6906 1.0000
5.250 0.6911 0.04678 0.03636 -0.0690 0.6765 1.0000
5.500 0.7088 0.04806 0.03776 -0.0681 0.6626 1.0000
5.750 0.7270 0.04934 0.03913 -0.0673 0.6486 1.0000
6.000 0.7433 0.05077 0.04066 -0.0664 0.6347 1.0000
6.250 0.7605 0.05214 0.04214 -0.0655 0.6206 1.0000
6.500 0.7770 0.05358 0.04372 -0.0646 0.6068 1.0000
6.750 0.7951 0.05491 0.04518 -0.0637 0.5926 1.0000
7.000 0.8132 0.05622 0.04663 -0.0627 0.5783 1.0000
7.250 0.8325 0.05739 0.04795 -0.0617 0.5633 1.0000
7.500 0.8549 0.05819 0.04893 -0.0606 0.5476 1.0000
7.750 0.8982 0.05685 0.04790 -0.0592 0.5306 1.0000
8.000 1.0333 0.04677 0.03853 -0.0598 0.5110 1.0000
8.250 1.0310 0.04889 0.04078 -0.0567 0.4921 1.0000
8.500 1.1295 0.04228 0.03464 -0.0574 0.4667 1.0000
8.750 1.1646 0.04004 0.03258 -0.0548 0.4347 1.0000
9.000 1.1953 0.03486 0.02716 -0.0497 0.3806 1.0000
9.250 1.1971 0.03447 0.02671 -0.0447 0.3406 1.0000
9.500 1.1904 0.03495 0.02693 -0.0391 0.2949 1.0000
9.750 1.1735 0.03645 0.02804 -0.0330 0.2495 1.0000
10.000 1.1542 0.03889 0.02995 -0.0277 0.2066 1.0000
10.250 1.1409 0.04198 0.03265 -0.0238 0.1688 1.0000
10.500 1.1403 0.04486 0.03525 -0.0211 0.1419 1.0000
10.750 1.1616 0.04761 0.03774 -0.0197 0.1205 1.0000
11.000 1.1932 0.05059 0.04073 -0.0194 0.1063 1.0000
11.250 1.2299 0.05415 0.04429 -0.0202 0.0963 1.0000
11.500 1.2370 0.05761 0.04824 -0.0183 0.0935 1.0000
11.750 1.2402 0.06126 0.05228 -0.0165 0.0915 1.0000
12.000 1.2377 0.06490 0.05627 -0.0146 0.0899 1.0000
12.250 1.2306 0.06867 0.06034 -0.0129 0.0890 1.0000
12.500 1.2281 0.07246 0.06431 -0.0118 0.0871 1.0000
12.750 1.2392 0.07745 0.06929 -0.0116 0.0845 1.0000
13.250 1.1324 0.08939 0.08219 -0.0128 0.0915 1.0000
13.500 1.0997 0.09696 0.08996 -0.0160 0.0933 1.0000
13.750 1.0699 0.10516 0.09828 -0.0200 0.0949 1.0000
14.000 1.0449 0.11373 0.10691 -0.0243 0.0962 1.0000
14.250 1.0273 0.12204 0.11526 -0.0282 0.0972 1.0000
14.500 0.9395 0.14955 0.14260 -0.0479 0.1115 1.0000
14.750 0.9154 0.16276 0.15565 -0.0558 0.1218 1.0000
15.000 0.9199 0.16847 0.16136 -0.0575 0.1230 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to K3311 (original) (k3311-il)