RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 26.5 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-r1046-il-200000.txt Download as CSV file: xf-r1046-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.0689 0.10209 0.09689 -0.1137 0.6822 0.0464
-10.500 0.0647 0.09897 0.09380 -0.1163 0.6805 0.0489
-10.250 0.0504 0.09537 0.09027 -0.1207 0.6790 0.0494
-10.000 0.0676 0.09236 0.08723 -0.1196 0.6770 0.0503
-9.750 0.0818 0.09024 0.08508 -0.1193 0.6752 0.0514
-9.500 0.0894 0.08787 0.08268 -0.1200 0.6736 0.0528
-9.250 0.0911 0.08510 0.07991 -0.1216 0.6721 0.0550
-9.000 0.0683 0.08048 0.07544 -0.1274 0.6709 0.0569
-8.750 0.0762 0.07734 0.07234 -0.1270 0.6691 0.0580
-8.500 0.0943 0.07614 0.07115 -0.1256 0.6671 0.0599
-8.250 0.0973 0.07357 0.06862 -0.1266 0.6652 0.0620
-8.000 0.0777 0.06880 0.06395 -0.1319 0.6634 0.0650
-7.750 0.0536 0.06444 0.05960 -0.1354 0.6617 0.0652
-7.500 0.0063 0.06078 0.05559 -0.1369 0.6602 0.0659
-7.250 0.0491 0.05836 0.05348 -0.1358 0.6585 0.0681
-7.000 0.0577 0.05659 0.05167 -0.1354 0.6571 0.0701
-6.750 0.0537 0.05360 0.04851 -0.1360 0.6558 0.0737
-6.250 0.0558 0.04787 0.04256 -0.1352 0.6529 0.0791
-6.000 0.0301 0.03558 0.02885 -0.1304 0.6518 0.0437
-5.750 0.0454 0.03315 0.02620 -0.1290 0.6500 0.0408
-5.500 0.0579 0.02994 0.02236 -0.1267 0.6483 0.0384
-5.250 0.0774 0.02825 0.02029 -0.1254 0.6465 0.0382
-5.000 0.1001 0.02731 0.01924 -0.1247 0.6446 0.0395
-4.750 0.1235 0.02649 0.01817 -0.1240 0.6429 0.0417
-4.500 0.1475 0.02544 0.01687 -0.1233 0.6415 0.0436
-4.250 0.1725 0.02469 0.01608 -0.1230 0.6402 0.0456
-4.000 0.1978 0.02413 0.01539 -0.1225 0.6390 0.0482
-3.750 0.2205 0.02370 0.01497 -0.1218 0.6377 0.0522
-3.500 0.2401 0.02369 0.01496 -0.1206 0.6358 0.0572
-3.250 0.2579 0.02342 0.01485 -0.1194 0.6338 0.0625
-3.000 0.2768 0.02329 0.01478 -0.1182 0.6317 0.0703
-2.750 0.2970 0.02314 0.01468 -0.1171 0.6296 0.0810
-2.500 0.3180 0.02297 0.01457 -0.1162 0.6279 0.0979
-2.250 0.3385 0.02262 0.01440 -0.1152 0.6265 0.1345
-2.000 0.3570 0.02198 0.01435 -0.1141 0.6253 0.2680
-1.750 0.3732 0.02144 0.01455 -0.1125 0.6240 0.4644
-1.500 0.3918 0.02130 0.01481 -0.1108 0.6229 0.6013
-1.250 0.4121 0.02130 0.01510 -0.1092 0.6219 0.7008
-1.000 0.4162 0.02215 0.01629 -0.1053 0.6191 0.7735
-0.750 0.4116 0.02380 0.01830 -0.1008 0.6148 0.8474
-0.500 0.4722 0.02457 0.01909 -0.1073 0.6130 0.9457
-0.250 0.5347 0.02514 0.01950 -0.1145 0.6116 0.9799
0.000 0.6138 0.02537 0.01954 -0.1248 0.6106 0.9981
0.250 0.6291 0.02581 0.01988 -0.1235 0.6090 1.0000
0.500 0.6454 0.02603 0.01998 -0.1218 0.6077 1.0000
0.750 0.6677 0.02615 0.01997 -0.1210 0.6067 1.0000
1.000 0.6900 0.02638 0.02008 -0.1202 0.6056 1.0000
1.250 0.7113 0.02684 0.02044 -0.1194 0.6047 1.0000
3.750 0.4313 0.06103 0.05494 -0.0679 0.5481 1.0000
4.000 0.4468 0.06222 0.05607 -0.0674 0.5455 1.0000
4.250 0.4745 0.06260 0.05639 -0.0674 0.5434 1.0000
4.500 0.5088 0.06255 0.05625 -0.0678 0.5419 1.0000
4.750 0.4949 0.06537 0.05909 -0.0656 0.5335 1.0000
5.000 0.5081 0.06671 0.06039 -0.0650 0.5302 1.0000
5.250 0.5363 0.06698 0.06062 -0.0651 0.5280 1.0000
5.500 0.5705 0.06684 0.06042 -0.0654 0.5265 1.0000
5.750 0.6068 0.06660 0.06012 -0.0658 0.5254 1.0000
6.000 0.6444 0.06628 0.05975 -0.0663 0.5247 1.0000
6.250 0.6121 0.07013 0.06365 -0.0634 0.5122 1.0000
6.500 0.6433 0.07017 0.06366 -0.0636 0.5110 1.0000
6.750 0.6263 0.07350 0.06702 -0.0618 0.5010 1.0000
7.000 0.6510 0.07392 0.06743 -0.0617 0.4984 1.0000
7.250 0.6812 0.07390 0.06739 -0.0618 0.4969 1.0000
7.500 0.7122 0.07389 0.06735 -0.0620 0.4958 1.0000
7.750 0.7450 0.07370 0.06715 -0.0622 0.4950 1.0000
8.000 0.7233 0.07737 0.07087 -0.0604 0.4830 1.0000
8.250 0.7532 0.07731 0.07081 -0.0605 0.4818 1.0000
8.500 0.7854 0.07700 0.07050 -0.0606 0.4808 1.0000
8.750 0.8191 0.07655 0.07006 -0.0608 0.4801 1.0000
9.000 0.7974 0.08043 0.07399 -0.0592 0.4678 1.0000
9.250 0.7929 0.08317 0.07676 -0.0582 0.4589 1.0000
9.500 0.8149 0.08358 0.07718 -0.0581 0.4557 1.0000
9.750 0.8438 0.08329 0.07691 -0.0581 0.4540 1.0000
10.000 0.8743 0.08286 0.07651 -0.0581 0.4528 1.0000
10.250 0.9055 0.08232 0.07600 -0.0581 0.4520 1.0000
10.500 0.8914 0.08595 0.07968 -0.0571 0.4401 1.0000
10.750 0.9211 0.08545 0.07922 -0.0570 0.4389 1.0000
11.000 0.9141 0.08859 0.08241 -0.0563 0.4284 1.0000
11.250 0.9408 0.08830 0.08215 -0.0562 0.4263 1.0000
11.500 0.9709 0.08753 0.08143 -0.0561 0.4249 1.0000
11.750 1.0019 0.08667 0.08062 -0.0560 0.4240 1.0000
12.000 1.0353 0.08545 0.07945 -0.0560 0.4233 1.0000
12.250 1.0232 0.08915 0.08320 -0.0552 0.4110 1.0000
12.500 1.0221 0.09186 0.08598 -0.0547 0.4018 1.0000
12.750 1.0472 0.09140 0.08559 -0.0545 0.3988 1.0000
13.000 1.0779 0.09027 0.08452 -0.0544 0.3973 1.0000
13.250 1.1100 0.08889 0.08321 -0.0543 0.3962 1.0000
13.500 1.1431 0.08733 0.08173 -0.0541 0.3954 1.0000
13.750 1.1785 0.08540 0.07989 -0.0540 0.3948 1.0000
14.000 1.2153 0.08321 0.07777 -0.0539 0.3944 1.0000
14.250 1.2543 0.08064 0.07530 -0.0539 0.3940 1.0000
14.500 1.2454 0.08412 0.07884 -0.0532 0.3816 1.0000
14.750 1.2860 0.08143 0.07625 -0.0532 0.3810 1.0000
15.000 1.3315 0.07822 0.07314 -0.0534 0.3803 1.0000
15.250 1.3268 0.08130 0.07628 -0.0528 0.3683 1.0000
15.500 1.3748 0.07792 0.07298 -0.0531 0.3664 1.0000
15.750 1.3794 0.07991 0.07504 -0.0527 0.3549 1.0000
16.000 1.4353 0.07564 0.07081 -0.0531 0.3506 1.0000
16.250 1.4447 0.07702 0.07222 -0.0527 0.3373 1.0000
16.500 1.4593 0.07777 0.07297 -0.0524 0.3232 1.0000
16.750 1.4704 0.07894 0.07410 -0.0521 0.3077 1.0000
17.000 1.4809 0.08013 0.07520 -0.0517 0.2912 1.0000
17.250 1.4802 0.08277 0.07780 -0.0513 0.2741 1.0000
17.500 1.4762 0.08585 0.08082 -0.0509 0.2568 1.0000
17.750 1.4718 0.08904 0.08396 -0.0506 0.2394 1.0000
18.000 1.4659 0.09248 0.08731 -0.0503 0.2224 1.0000
18.250 1.4592 0.09608 0.09082 -0.0503 0.2062 1.0000
18.500 1.4516 0.09985 0.09451 -0.0503 0.1906 1.0000
18.750 1.4438 0.10372 0.09830 -0.0504 0.1758 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)