Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 12.99 at α=19°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-r1046-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-r1046-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL               
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.500  -0.0124   0.14762   0.14202  -0.1008   0.8110   0.0634
 -14.250  -0.0117   0.14606   0.14047  -0.1032   0.8058   0.0652
 -14.000  -0.0213   0.14610   0.14052  -0.1061   0.8016   0.0658
 -13.750  -0.0057   0.14131   0.13567  -0.1068   0.7969   0.0665
 -13.500   0.0154   0.13682   0.13113  -0.1068   0.7920   0.0682
 -13.250   0.0256   0.13411   0.12843  -0.1078   0.7875   0.0700
 -13.000   0.0329   0.13163   0.12592  -0.1091   0.7836   0.0722
 -12.750   0.0321   0.12997   0.12426  -0.1111   0.7805   0.0750
 -12.500   0.0185   0.12982   0.12412  -0.1142   0.7781   0.0760
 -12.250   0.0377   0.12481   0.11911  -0.1143   0.7747   0.0772
 -12.000   0.0582   0.12131   0.11560  -0.1141   0.7709   0.0805
 -11.750   0.0646   0.11899   0.11329  -0.1152   0.7679   0.0839
 -11.500   0.0628   0.11732   0.11163  -0.1172   0.7651   0.0863
 -11.250   0.0385   0.11753   0.11191  -0.1215   0.7629   0.0877
 -11.000   0.0720   0.11161   0.10589  -0.1193   0.7602   0.0898
 -10.750   0.0863   0.10889   0.10320  -0.1195   0.7571   0.0926
 -10.500   0.0918   0.10659   0.10093  -0.1206   0.7541   0.0962
 -10.250   0.0830   0.10530   0.09972  -0.1232   0.7515   0.0997
 -10.000   0.0553   0.10498   0.09952  -0.1278   0.7492   0.1008
  -9.750   0.0985   0.09921   0.09365  -0.1244   0.7468   0.1039
  -9.500   0.1099   0.09689   0.09131  -0.1244   0.7447   0.1072
  -9.250   0.1104   0.09490   0.08932  -0.1256   0.7429   0.1117
  -9.000   0.0768   0.09443   0.08902  -0.1307   0.7410   0.1149
  -8.750   0.1025   0.09019   0.08480  -0.1288   0.7386   0.1174
  -8.500   0.1193   0.08806   0.08269  -0.1279   0.7359   0.1214
  -8.250   0.1172   0.08624   0.08094  -0.1290   0.7334   0.1268
  -8.000   0.0705   0.08537   0.08025  -0.1340   0.7306   0.1301
  -7.750   0.1053   0.08152   0.07634  -0.1311   0.7289   0.1336
  -7.500   0.1186   0.07975   0.07455  -0.1300   0.7272   0.1396
  -7.250   0.0907   0.07843   0.07332  -0.1316   0.7255   0.1446
  -7.000   0.0281   0.07899   0.07388  -0.1342   0.7232   0.1466
  -6.750   0.0722   0.07602   0.07112  -0.1295   0.7212   0.1511
  -6.500   0.0642   0.07598   0.07118  -0.1271   0.7181   0.1548
  -6.250   0.0402   0.07628   0.07156  -0.1246   0.7150   0.1576
  -6.000   0.0083   0.07748   0.07286  -0.1205   0.7128   0.1586
  -5.750  -0.2610   0.10670   0.10297  -0.0781   0.7630   0.1191
  -5.500  -0.2461   0.10245   0.09862  -0.0793   0.7459   0.1254
  -5.250  -0.2006   0.09312   0.08906  -0.0869   0.7224   0.1369
  -5.000  -0.3727   0.10729   0.10372  -0.0651   0.8032   0.1179
  -4.750  -0.3599   0.10526   0.10168  -0.0642   0.7991   0.1216
  -4.500  -0.3468   0.09973   0.09583  -0.0722   0.7964   0.1324
  -4.250  -0.3592   0.09813   0.09428  -0.0675   0.7900   0.1336
  -4.000  -0.3512   0.09620   0.09236  -0.0657   0.7840   0.1377
  -3.750  -0.3328   0.09230   0.08819  -0.0698   0.7808   0.1499
  -2.500  -0.2112   0.06887   0.06156  -0.0765   0.7622   0.0741
  -2.250  -0.1771   0.06751   0.05971  -0.0775   0.7608   0.0718
  -2.000  -0.1867   0.06612   0.05814  -0.0730   0.7525   0.0713
  -1.750  -0.1611   0.06516   0.05677  -0.0727   0.7479   0.0715
  -1.500  -0.1289   0.06518   0.05630  -0.0732   0.7451   0.0755
  -1.250  -0.0945   0.06521   0.05619  -0.0744   0.7434   0.0794
  -1.000  -0.1019   0.06449   0.05544  -0.0704   0.7356   0.0809
  -0.750  -0.0794   0.06460   0.05533  -0.0699   0.7308   0.0869
  -0.500  -0.0509   0.06475   0.05554  -0.0703   0.7280   0.0952
  -0.250  -0.0183   0.06551   0.05632  -0.0712   0.7262   0.1092
   0.000  -0.0217   0.06533   0.05608  -0.0679   0.7192   0.1157
   0.250  -0.0032   0.06528   0.05619  -0.0671   0.7137   0.1336
   0.500   0.0226   0.06558   0.05675  -0.0671   0.7109   0.1813
   0.750   0.0764   0.06478   0.05892  -0.0723   0.7094   1.0000
   1.000   0.1124   0.06710   0.06084  -0.0740   0.7078   1.0000
   1.250   0.0941   0.06631   0.06000  -0.0692   0.6974   1.0000
   1.500   0.1197   0.06764   0.06106  -0.0696   0.6938   1.0000
   1.750   0.1509   0.06951   0.06266  -0.0707   0.6915   1.0000
   2.000   0.1872   0.07212   0.06502  -0.0725   0.6901   1.0000
   2.250   0.1645   0.07103   0.06392  -0.0675   0.6791   1.0000
   2.500   0.1914   0.07256   0.06526  -0.0681   0.6757   1.0000
   2.750   0.2228   0.07464   0.06715  -0.0693   0.6738   1.0000
   3.000   0.2584   0.07745   0.06977  -0.0711   0.6726   1.0000
   3.250   0.2317   0.07617   0.06851  -0.0660   0.6613   1.0000
   3.500   0.2598   0.07786   0.07005  -0.0667   0.6581   1.0000
   3.750   0.2928   0.08021   0.07226  -0.0681   0.6562   1.0000
   4.000   0.3293   0.08336   0.07526  -0.0700   0.6552   1.0000
   4.250   0.2986   0.08169   0.07363  -0.0648   0.6430   1.0000
   4.500   0.3284   0.08364   0.07547  -0.0657   0.6403   1.0000
   4.750   0.3628   0.08637   0.07808  -0.0673   0.6387   1.0000
   5.000   0.3409   0.08600   0.07773  -0.0635   0.6283   1.0000
   5.250   0.3664   0.08768   0.07933  -0.0640   0.6246   1.0000
   5.500   0.3975   0.09002   0.08159  -0.0652   0.6225   1.0000
   5.750   0.4342   0.09328   0.08476  -0.0670   0.6214   1.0000
   6.000   0.4052   0.09218   0.08371  -0.0628   0.6093   1.0000
   6.250   0.4340   0.09426   0.08572  -0.0636   0.6065   1.0000
   6.500   0.4689   0.09722   0.08862  -0.0652   0.6050   1.0000
   6.750   0.4446   0.09706   0.08851  -0.0619   0.5942   1.0000
   7.000   0.4715   0.09895   0.09036  -0.0626   0.5906   1.0000
   7.250   0.5052   0.10171   0.09308  -0.0639   0.5887   1.0000
   7.500   0.4851   0.10223   0.09364  -0.0614   0.5787   1.0000
   7.750   0.5107   0.10404   0.09543  -0.0620   0.5746   1.0000
   8.000   0.5437   0.10673   0.09810  -0.0632   0.5725   1.0000
   8.250   0.5253   0.10760   0.09901  -0.0611   0.5626   1.0000
   8.500   0.5510   0.10944   0.10084  -0.0617   0.5583   1.0000
   8.750   0.5857   0.11224   0.10364  -0.0630   0.5562   1.0000
   9.000   0.5653   0.11315   0.10460  -0.0611   0.5459   1.0000
   9.250   0.5934   0.11509   0.10654  -0.0618   0.5418   1.0000
   9.750   0.6065   0.11883   0.11034  -0.0614   0.5287   1.0000
  10.000   0.6413   0.12107   0.11260  -0.0624   0.5253   1.0000
  10.250   0.6259   0.12298   0.11456  -0.0615   0.5169   1.0000
  10.500   0.6543   0.12461   0.11621  -0.0620   0.5112   1.0000
  10.750   0.6549   0.12715   0.11880  -0.0620   0.5059   1.0000
  11.000   0.6736   0.12844   0.12014  -0.0621   0.4973   1.0000
  11.250   0.6944   0.13098   0.12272  -0.0627   0.4934   1.0000
  11.500   0.7029   0.13195   0.12373  -0.0624   0.4822   1.0000
  11.750   0.7035   0.13436   0.12619  -0.0625   0.4746   1.0000
  12.000   0.7521   0.13038   0.12220  -0.0610   0.4437   1.0000
  12.250   0.7776   0.13043   0.12229  -0.0608   0.4330   1.0000
  12.500   0.7996   0.13111   0.12304  -0.0608   0.4255   1.0000
  12.750   0.8064   0.13292   0.12491  -0.0608   0.4155   1.0000
  13.000   0.8420   0.13236   0.12441  -0.0606   0.4100   1.0000
  13.250   0.8392   0.13515   0.12726  -0.0609   0.3995   1.0000
  13.500   0.8791   0.13403   0.12623  -0.0606   0.3951   1.0000
  13.750   0.8730   0.13717   0.12944  -0.0609   0.3840   1.0000
  14.000   0.9145   0.13571   0.12807  -0.0605   0.3804   1.0000
  14.250   0.9062   0.13918   0.13161  -0.0609   0.3689   1.0000
  14.500   0.9487   0.13720   0.12974  -0.0603   0.3657   1.0000
  14.750   0.9401   0.14092   0.13353  -0.0609   0.3538   1.0000
  15.000   0.9827   0.13835   0.13107  -0.0600   0.3509   1.0000
  15.250   0.9738   0.14230   0.13510  -0.0608   0.3386   1.0000
  15.500   1.0166   0.13919   0.13211  -0.0597   0.3361   1.0000
  15.750   1.0075   0.14329   0.13629  -0.0605   0.3234   1.0000
  16.000   1.0462   0.14032   0.13345  -0.0593   0.3203   1.0000
  16.250   1.0423   0.14376   0.13697  -0.0601   0.3083   1.0000
  16.500   1.0878   0.13924   0.13260  -0.0584   0.3063   1.0000
  16.750   1.0804   0.14327   0.13671  -0.0593   0.2934   1.0000
  17.000   1.0770   0.14691   0.14043  -0.0602   0.2815   1.0000
  17.250   1.1206   0.14210   0.13579  -0.0584   0.2787   1.0000
  17.500   1.1706   0.13585   0.12972  -0.0563   0.2774   1.0000
  17.750   1.2301   0.12795   0.12201  -0.0539   0.2770   1.0000
  18.000   1.3177   0.11612   0.11039  -0.0510   0.2766   1.0000
  18.250   1.3277   0.11715   0.11151  -0.0509   0.2637   1.0000
  18.500   1.3644   0.11407   0.10848  -0.0499   0.2508   1.0000
  18.750   1.4061   0.11031   0.10464  -0.0489   0.2342   1.0000
  19.000   1.4265   0.10980   0.10397  -0.0483   0.2167   1.0000
  19.250   1.4277   0.11228   0.10639  -0.0483   0.2010   1.0000
<< Back to RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)