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

Polar data table (+)

Polar graphs


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