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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.42 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-r1046-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-r1046-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.4590   0.15437   0.14999  -0.0119   1.0000   0.1896
  -7.000  -0.4784   0.15319   0.14886  -0.0114   1.0000   0.1954
  -6.750  -0.5127   0.15278   0.14853  -0.0110   1.0000   0.1972
  -6.500  -0.4837   0.14786   0.14358  -0.0089   1.0000   0.2045
  -6.250  -0.4964   0.14613   0.14189  -0.0076   1.0000   0.2112
  -6.000  -0.5329   0.14532   0.14117  -0.0064   1.0000   0.2142
  -5.750  -0.5127   0.14121   0.13705  -0.0046   1.0000   0.2227
  -5.500  -0.5322   0.13954   0.13543  -0.0027   1.0000   0.2291
  -5.250  -0.5747   0.13810   0.13406  -0.0023   1.0000   0.2322
  -5.000  -0.5538   0.13446   0.13043   0.0013   1.0000   0.2410
  -4.750  -0.5876   0.13226   0.12823  -0.0068   0.9944   0.2511
  -4.500  -0.5573   0.12913   0.12512  -0.0011   0.9910   0.2645
  -4.250  -0.5491   0.12616   0.12215  -0.0021   0.9850   0.2774
  -4.000  -0.5513   0.12302   0.11901  -0.0031   0.9789   0.2919
  -3.750  -0.5429   0.12047   0.11645  -0.0041   0.9729   0.3101
  -3.500  -0.5421   0.11755   0.11353  -0.0033   0.9664   0.3279
  -3.250  -0.5304   0.11537   0.11134  -0.0025   0.9610   0.3499
  -3.000  -0.5360   0.11282   0.10877  -0.0027   0.9544   0.3789
  -2.750  -0.5207   0.11060   0.10659   0.0015   0.9485   0.4030
  -2.500  -0.5164   0.10886   0.10488   0.0052   0.9439   0.4381
  -2.250  -0.3893   0.08376   0.07709  -0.0547   0.9344   0.1630
  -2.000  -0.3520   0.08017   0.07293  -0.0582   0.9311   0.1448
  -1.750  -0.3367   0.07698   0.06951  -0.0576   0.9235   0.1397
  -1.500  -0.2991   0.07458   0.06598  -0.0597   0.9185   0.1295
  -1.250  -0.2639   0.07421   0.06500  -0.0616   0.9154   0.1299
  -1.000  -0.2507   0.07195   0.06252  -0.0602   0.9070   0.1323
  -0.750  -0.2199   0.07164   0.06199  -0.0613   0.9017   0.1363
  -0.500  -0.1886   0.07223   0.06215  -0.0623   0.8983   0.1433
  -0.250  -0.1736   0.07073   0.06042  -0.0608   0.8890   0.1497
   0.000  -0.1410   0.07148   0.06088  -0.0620   0.8844   0.1630
   0.250  -0.1148   0.07215   0.06151  -0.0623   0.8811   0.1789
   0.500  -0.0990   0.07127   0.06061  -0.0609   0.8719   0.1984
   0.750  -0.0645   0.07211   0.06166  -0.0625   0.8675   0.2515
   1.000  -0.0186   0.07100   0.06335  -0.0646   0.8656   1.0000
   1.250  -0.0128   0.07050   0.06246  -0.0622   0.8561   1.0000
   1.500   0.0164   0.07263   0.06407  -0.0635   0.8501   1.0000
   1.750   0.0338   0.07401   0.06511  -0.0632   0.8448   1.0000
   2.000   0.0515   0.07482   0.06563  -0.0628   0.8353   1.0000
   2.250   0.0842   0.07781   0.06826  -0.0649   0.8310   1.0000
   2.500   0.0876   0.07752   0.06780  -0.0625   0.8225   1.0000
   2.750   0.1136   0.07950   0.06951  -0.0635   0.8159   1.0000
   3.000   0.1487   0.08330   0.07302  -0.0660   0.8126   1.0000
   3.250   0.1450   0.08192   0.07156  -0.0627   0.8021   1.0000
   3.500   0.1733   0.08445   0.07386  -0.0641   0.7972   1.0000
   3.750   0.1856   0.08574   0.07500  -0.0634   0.7921   1.0000
   4.000   0.2004   0.08663   0.07575  -0.0629   0.7831   1.0000
   4.250   0.2316   0.08979   0.07872  -0.0647   0.7786   1.0000
   4.500   0.2331   0.08983   0.07870  -0.0626   0.7715   1.0000
   4.750   0.2542   0.09161   0.08034  -0.0631   0.7643   1.0000
   5.000   0.2870   0.09529   0.08386  -0.0652   0.7605   1.0000
   5.250   0.2828   0.09461   0.08315  -0.0624   0.7517   1.0000
   5.500   0.3071   0.09692   0.08535  -0.0634   0.7455   1.0000
   5.750   0.3414   0.10123   0.08953  -0.0657   0.7423   1.0000
   6.000   0.3317   0.09974   0.08805  -0.0624   0.7323   1.0000
   6.250   0.3580   0.10251   0.09073  -0.0637   0.7270   1.0000
   6.500   0.3733   0.10484   0.09300  -0.0638   0.7230   1.0000
   6.750   0.3792   0.10517   0.09332  -0.0626   0.7133   1.0000
   7.000   0.4076   0.10847   0.09654  -0.0641   0.7087   1.0000
   7.250   0.4089   0.10919   0.09726  -0.0627   0.7024   1.0000
   7.500   0.4256   0.11095   0.09900  -0.0629   0.6945   1.0000
   7.750   0.4567   0.11495   0.10296  -0.0648   0.6905   1.0000
   8.000   0.4498   0.11461   0.10265  -0.0626   0.6823   1.0000
   8.250   0.4715   0.11711   0.10513  -0.0634   0.6757   1.0000
   8.500   0.5055   0.12209   0.11009  -0.0657   0.6725   1.0000
   8.750   0.4912   0.12054   0.10858  -0.0630   0.6627   1.0000
   9.000   0.5171   0.12379   0.11183  -0.0643   0.6571   1.0000
   9.250   0.5216   0.12538   0.11345  -0.0637   0.6519   1.0000
   9.500   0.5330   0.12689   0.11499  -0.0637   0.6433   1.0000
   9.750   0.5629   0.13114   0.11925  -0.0654   0.6389   1.0000
  10.000   0.5550   0.13105   0.11921  -0.0639   0.6310   1.0000
  10.250   0.5752   0.13376   0.12195  -0.0648   0.6244   1.0000
  10.500   0.6006   0.13826   0.12649  -0.0663   0.6208   1.0000
  10.750   0.5925   0.13755   0.12585  -0.0648   0.6110   1.0000
  11.000   0.6192   0.14145   0.12979  -0.0663   0.6058   1.0000
  11.250   0.6157   0.14228   0.13068  -0.0656   0.5994   1.0000
  11.500   0.6324   0.14470   0.13315  -0.0663   0.5915   1.0000
  11.750   0.6620   0.15004   0.13857  -0.0681   0.5878   1.0000
  12.000   0.6493   0.14886   0.13745  -0.0669   0.5785   1.0000
  12.250   0.6759   0.15302   0.14168  -0.0683   0.5728   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)