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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)