N-11 (n11-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: N-11 (n11-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.61 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n11-il-100000.txt Download as CSV file: xf-n11-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: N-11
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3414 0.10552 0.10072 -0.0360 1.0000 0.1053
-9.750 -0.3705 0.10547 0.10085 -0.0354 1.0000 0.1058
-9.500 -0.3984 0.10494 0.10046 -0.0351 1.0000 0.1061
-9.250 -0.3476 0.09686 0.09226 -0.0311 1.0000 0.1093
-9.000 -0.3503 0.09489 0.09036 -0.0284 1.0000 0.1115
-8.750 -0.3636 0.09362 0.08918 -0.0254 1.0000 0.1132
-8.500 -0.3825 0.09264 0.08831 -0.0221 1.0000 0.1148
-8.250 -0.3993 0.09122 0.08698 -0.0206 1.0000 0.1170
-8.000 -0.4225 0.08972 0.08555 -0.0237 1.0000 0.1199
-7.750 -0.4373 0.08622 0.08205 -0.0297 1.0000 0.1217
-7.500 -0.4309 0.08357 0.07949 -0.0224 1.0000 0.1236
-7.250 -0.4283 0.08160 0.07756 -0.0192 1.0000 0.1267
-7.000 -0.4281 0.07916 0.07513 -0.0198 1.0000 0.1314
-6.750 -0.4120 0.07385 0.06969 -0.0294 0.9968 0.1383
-6.500 -0.3844 0.07064 0.06648 -0.0306 0.9915 0.1432
-6.250 -0.3462 0.06524 0.06088 -0.0412 0.9843 0.1548
-6.000 -0.3110 0.06123 0.05663 -0.0487 0.9762 0.1691
-5.750 -0.2793 0.05846 0.05390 -0.0502 0.9711 0.1782
-5.500 -0.2499 0.05495 0.05027 -0.0543 0.9626 0.1897
-5.250 -0.2096 0.05149 0.04664 -0.0599 0.9571 0.2054
-5.000 -0.1401 0.03677 0.02984 -0.0741 0.9528 0.1040
-4.750 -0.1013 0.03377 0.02642 -0.0770 0.9464 0.1015
-4.500 -0.0542 0.03077 0.02281 -0.0809 0.9425 0.0979
-4.250 -0.0205 0.02902 0.02063 -0.0821 0.9341 0.0975
-4.000 0.0241 0.02759 0.01887 -0.0851 0.9288 0.0999
-3.750 0.0583 0.02674 0.01774 -0.0862 0.9202 0.1044
-3.500 0.1014 0.02547 0.01635 -0.0889 0.9145 0.1088
-3.250 0.1363 0.02469 0.01557 -0.0902 0.9057 0.1156
-3.000 0.1824 0.02359 0.01454 -0.0931 0.8993 0.1305
-2.750 0.2184 0.02261 0.01377 -0.0943 0.8888 0.1704
-2.500 0.2708 0.02087 0.01266 -0.0983 0.8835 0.3008
-2.250 0.3124 0.01841 0.01237 -0.0993 0.8751 1.0000
-2.000 0.3598 0.01799 0.01154 -0.1021 0.8687 1.0000
-1.750 0.3897 0.01798 0.01130 -0.1022 0.8575 1.0000
-1.500 0.4331 0.01760 0.01070 -0.1044 0.8517 1.0000
-1.250 0.4614 0.01759 0.01053 -0.1041 0.8401 1.0000
-1.000 0.4916 0.01754 0.01035 -0.1041 0.8294 1.0000
-0.750 0.5304 0.01720 0.00985 -0.1053 0.8220 1.0000
-0.500 0.5566 0.01725 0.00980 -0.1046 0.8094 1.0000
-0.250 0.5850 0.01725 0.00971 -0.1042 0.7978 1.0000
0.000 0.6185 0.01706 0.00940 -0.1046 0.7883 1.0000
0.250 0.6461 0.01705 0.00930 -0.1040 0.7756 1.0000
0.500 0.6718 0.01710 0.00929 -0.1032 0.7620 1.0000
0.750 0.6981 0.01713 0.00925 -0.1024 0.7485 1.0000
1.000 0.7250 0.01713 0.00918 -0.1018 0.7349 1.0000
1.250 0.7521 0.01710 0.00909 -0.1011 0.7208 1.0000
1.500 0.7790 0.01706 0.00899 -0.1004 0.7058 1.0000
1.750 0.8056 0.01704 0.00890 -0.0996 0.6901 1.0000
2.000 0.8320 0.01705 0.00885 -0.0989 0.6735 1.0000
2.250 0.8585 0.01707 0.00878 -0.0982 0.6558 1.0000
2.500 0.8855 0.01710 0.00868 -0.0974 0.6370 1.0000
2.750 0.9102 0.01725 0.00873 -0.0965 0.6161 1.0000
3.000 0.9343 0.01746 0.00885 -0.0954 0.5945 1.0000
3.250 0.9596 0.01772 0.00897 -0.0947 0.5748 1.0000
3.500 0.9843 0.01807 0.00922 -0.0940 0.5563 1.0000
3.750 1.0076 0.01848 0.00960 -0.0931 0.5380 1.0000
4.000 1.0315 0.01889 0.00996 -0.0924 0.5212 1.0000
4.250 1.0556 0.01933 0.01035 -0.0917 0.5059 1.0000
4.500 1.0800 0.01979 0.01078 -0.0911 0.4919 1.0000
4.750 1.1051 0.02026 0.01119 -0.0907 0.4791 1.0000
5.000 1.1286 0.02076 0.01171 -0.0900 0.4661 1.0000
5.250 1.1515 0.02129 0.01228 -0.0893 0.4533 1.0000
5.500 1.1742 0.02179 0.01282 -0.0885 0.4403 1.0000
5.750 1.1969 0.02227 0.01331 -0.0877 0.4272 1.0000
6.000 1.2198 0.02278 0.01380 -0.0870 0.4145 1.0000
6.250 1.2438 0.02331 0.01430 -0.0865 0.4024 1.0000
6.500 1.2654 0.02392 0.01498 -0.0856 0.3904 1.0000
6.750 1.2865 0.02460 0.01575 -0.0847 0.3787 1.0000
7.000 1.3082 0.02527 0.01646 -0.0839 0.3669 1.0000
7.250 1.3314 0.02596 0.01714 -0.0833 0.3555 1.0000
7.500 1.3527 0.02658 0.01776 -0.0825 0.3429 1.0000
7.750 1.3694 0.02716 0.01844 -0.0809 0.3292 1.0000
8.000 1.3851 0.02772 0.01909 -0.0791 0.3154 1.0000
8.250 1.4002 0.02829 0.01977 -0.0773 0.3022 1.0000
8.500 1.4153 0.02886 0.02042 -0.0756 0.2900 1.0000
8.750 1.4309 0.02940 0.02101 -0.0739 0.2785 1.0000
9.000 1.4433 0.02994 0.02167 -0.0718 0.2670 1.0000
9.250 1.4506 0.03048 0.02240 -0.0689 0.2547 1.0000
9.500 1.4566 0.03104 0.02314 -0.0659 0.2427 1.0000
9.750 1.4591 0.03163 0.02384 -0.0623 0.2312 1.0000
10.000 1.4598 0.03237 0.02468 -0.0588 0.2191 1.0000
10.250 1.4587 0.03335 0.02575 -0.0555 0.2058 1.0000
10.500 1.4565 0.03463 0.02714 -0.0524 0.1906 1.0000
10.750 1.4529 0.03629 0.02889 -0.0497 0.1735 1.0000
11.000 1.4452 0.03854 0.03114 -0.0472 0.1538 1.0000
11.250 1.4344 0.04147 0.03408 -0.0451 0.1273 1.0000
11.500 1.4173 0.04534 0.03779 -0.0433 0.1018 1.0000
11.750 1.3972 0.04987 0.04218 -0.0420 0.0888 1.0000
12.000 1.3782 0.05461 0.04692 -0.0411 0.0795 1.0000
12.250 1.3608 0.05943 0.05178 -0.0406 0.0733 1.0000
12.500 1.3472 0.06404 0.05648 -0.0405 0.0679 1.0000
12.750 1.3337 0.06867 0.06108 -0.0405 0.0645 1.0000
13.000 1.3278 0.07257 0.06515 -0.0404 0.0605 1.0000
13.250 1.3218 0.07652 0.06917 -0.0406 0.0574 1.0000
13.500 1.3173 0.08005 0.07263 -0.0405 0.0548 1.0000
13.750 1.3162 0.08348 0.07623 -0.0405 0.0523 1.0000
14.000 1.3151 0.08692 0.07979 -0.0407 0.0500 1.0000
14.250 1.3149 0.09018 0.08310 -0.0409 0.0480 1.0000
14.500 1.3218 0.09201 0.08484 -0.0399 0.0460 1.0000
14.750 1.3277 0.09440 0.08735 -0.0391 0.0448 1.0000
15.000 1.3294 0.09764 0.09081 -0.0390 0.0439 1.0000
15.250 1.3296 0.10122 0.09458 -0.0393 0.0432 1.0000
15.500 1.3268 0.10536 0.09893 -0.0400 0.0426 1.0000
15.750 1.3210 0.11012 0.10390 -0.0414 0.0422 1.0000
16.000 1.3118 0.11556 0.10956 -0.0434 0.0418 1.0000
16.250 1.2989 0.12185 0.11608 -0.0463 0.0417 1.0000
16.500 1.2810 0.12944 0.12392 -0.0503 0.0418 1.0000
16.750 1.2566 0.13886 0.13361 -0.0559 0.0422 1.0000
17.000 1.2249 0.15067 0.14568 -0.0634 0.0431 1.0000
17.250 1.1884 0.16471 0.15989 -0.0725 0.0443 1.0000
17.500 1.1559 0.17905 0.17432 -0.0814 0.0454 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to N-11 (n11-il)