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