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=5


Details Polar file
Airfoil: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.92 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-r1046-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-r1046-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750   0.0018   0.13701   0.12926  -0.1038   0.7709   0.0997
 -12.500  -0.0018   0.13573   0.12800  -0.1060   0.7669   0.1005
 -12.250  -0.0045   0.13405   0.12633  -0.1081   0.7634   0.1008
 -12.000   0.0220   0.12821   0.12040  -0.1075   0.7600   0.1026
 -11.750   0.0371   0.12497   0.11716  -0.1079   0.7561   0.1062
 -11.500   0.0437   0.12256   0.11477  -0.1090   0.7523   0.1093
 -11.250   0.0367   0.12139   0.11364  -0.1113   0.7491   0.1140
 -11.000   0.0321   0.11971   0.11199  -0.1134   0.7461   0.1148
 -10.750   0.0271   0.11781   0.11012  -0.1155   0.7433   0.1152
 -10.500   0.0588   0.11240   0.10465  -0.1139   0.7400   0.1182
 -10.250   0.0645   0.10980   0.10210  -0.1149   0.7365   0.1187
 -10.000   0.0467   0.10231   0.09458  -0.1209   0.7341   0.0659
  -9.750   0.0628   0.09967   0.09191  -0.1202   0.7309   0.0638
  -9.500   0.0675   0.09668   0.08893  -0.1212   0.7283   0.0615
  -9.250   0.0538   0.09176   0.08406  -0.1250   0.7262   0.0570
  -9.000   0.0601   0.08911   0.08140  -0.1256   0.7240   0.0563
  -8.750   0.0611   0.08649   0.07886  -0.1265   0.7208   0.0555
  -8.500   0.0589   0.08363   0.07608  -0.1277   0.7177   0.0548
  -8.250   0.0537   0.08049   0.07299  -0.1291   0.7146   0.0541
  -8.000   0.0446   0.07700   0.06955  -0.1309   0.7118   0.0532
  -7.750   0.0266   0.07348   0.06604  -0.1322   0.7092   0.0523
  -7.500   0.0075   0.07002   0.06248  -0.1326   0.7070   0.0514
  -7.250  -0.0166   0.06804   0.06050  -0.1310   0.7026   0.0507
  -7.000  -0.0471   0.06516   0.05735  -0.1287   0.6987   0.0495
  -6.750  -0.0495   0.06388   0.05604  -0.1268   0.6959   0.0501
  -6.500  -0.0517   0.06216   0.05416  -0.1249   0.6934   0.0506
  -6.250  -0.0493   0.06028   0.05207  -0.1234   0.6912   0.0515
  -6.000  -0.0522   0.05911   0.05071  -0.1209   0.6882   0.0525
  -5.750  -0.0738   0.05960   0.05118  -0.1156   0.6825   0.0525
  -5.500  -0.0788   0.05865   0.05000  -0.1125   0.6790   0.0532
  -5.250  -0.0764   0.05714   0.04815  -0.1102   0.6765   0.0541
  -5.000  -0.0672   0.05527   0.04583  -0.1086   0.6746   0.0551
  -4.750  -0.0507   0.05320   0.04324  -0.1075   0.6730   0.0560
  -4.500  -0.0895   0.05561   0.04579  -0.0999   0.6661   0.0558
  -4.250  -0.0908   0.05522   0.04508  -0.0967   0.6625   0.0565
  -4.000  -0.0800   0.05455   0.04419  -0.0951   0.6602   0.0583
  -3.750  -0.0633   0.05399   0.04348  -0.0941   0.6583   0.0613
  -3.500  -0.0401   0.05290   0.04193  -0.0935   0.6568   0.0650
  -3.250  -0.0142   0.05195   0.04082  -0.0934   0.6554   0.0689
  -3.000  -0.0374   0.05384   0.04271  -0.0883   0.6499   0.0690
  -2.750  -0.0287   0.05415   0.04287  -0.0865   0.6471   0.0730
  -2.500  -0.0138   0.05412   0.04266  -0.0851   0.6449   0.0775
  -2.250   0.0048   0.05406   0.04251  -0.0843   0.6428   0.0838
  -2.000   0.0276   0.05381   0.04215  -0.0837   0.6410   0.0919
  -1.750   0.0539   0.05355   0.04176  -0.0836   0.6393   0.1037
  -1.500   0.0707   0.05380   0.04192  -0.0827   0.6371   0.1171
  -1.250   0.0666   0.05506   0.04320  -0.0800   0.6336   0.1256
  -1.000   0.0765   0.05566   0.04380  -0.0787   0.6309   0.1459
  -0.750   0.0928   0.05580   0.04419  -0.0781   0.6282   0.1876
  -0.500   0.1126   0.05535   0.04455  -0.0780   0.6260   0.3317
  -0.250   0.1256   0.05462   0.04515  -0.0751   0.6242   0.6346
   0.000   0.1812   0.05504   0.04594  -0.0797   0.6226   1.0000
   0.250   0.2054   0.05583   0.04632  -0.0797   0.6212   1.0000
   0.500   0.1923   0.05769   0.04808  -0.0765   0.6167   1.0000
   0.750   0.2011   0.05888   0.04903  -0.0751   0.6132   1.0000
   1.000   0.2163   0.05996   0.04984  -0.0744   0.6106   1.0000
   1.250   0.2344   0.06100   0.05063  -0.0739   0.6086   1.0000
   1.500   0.2565   0.06194   0.05130  -0.0738   0.6066   1.0000
   1.750   0.2828   0.06279   0.05189  -0.0739   0.6048   1.0000
   2.000   0.2768   0.06453   0.05354  -0.0716   0.6001   1.0000
   2.250   0.2857   0.06591   0.05479  -0.0706   0.5970   1.0000
   2.500   0.3009   0.06710   0.05581  -0.0700   0.5941   1.0000
   2.750   0.3215   0.06815   0.05667  -0.0698   0.5915   1.0000
   3.000   0.3462   0.06911   0.05745  -0.0699   0.5893   1.0000
   3.250   0.3578   0.07050   0.05871  -0.0691   0.5861   1.0000
   3.500   0.3588   0.07215   0.06031  -0.0675   0.5818   1.0000
   3.750   0.3728   0.07342   0.06147  -0.0669   0.5781   1.0000
   4.000   0.3931   0.07454   0.06246  -0.0668   0.5752   1.0000
   4.250   0.4173   0.07562   0.06341  -0.0669   0.5730   1.0000
   4.500   0.4252   0.07716   0.06489  -0.0660   0.5690   1.0000
   4.750   0.4299   0.07871   0.06640  -0.0648   0.5639   1.0000
   5.000   0.4462   0.08002   0.06763  -0.0645   0.5606   1.0000
   5.250   0.4671   0.08127   0.06880  -0.0645   0.5581   1.0000
   5.500   0.4937   0.08236   0.06980  -0.0648   0.5559   1.0000
   5.750   0.4865   0.08431   0.07177  -0.0631   0.5494   1.0000
   6.000   0.5009   0.08569   0.07310  -0.0627   0.5452   1.0000
   6.250   0.5228   0.08689   0.07425  -0.0628   0.5422   1.0000
   6.500   0.5505   0.08797   0.07527  -0.0632   0.5399   1.0000
   6.750   0.5412   0.08998   0.07731  -0.0614   0.5322   1.0000
   7.000   0.5594   0.09126   0.07857  -0.0613   0.5282   1.0000
   7.250   0.5852   0.09234   0.07961  -0.0616   0.5253   1.0000
   7.500   0.5838   0.09425   0.08155  -0.0605   0.5186   1.0000
   7.750   0.5982   0.09570   0.08300  -0.0602   0.5140   1.0000
   8.000   0.6222   0.09681   0.08410  -0.0604   0.5107   1.0000
   8.250   0.6252   0.09866   0.08599  -0.0597   0.5043   1.0000
   8.500   0.6383   0.10015   0.08750  -0.0594   0.4992   1.0000
   8.750   0.6624   0.10123   0.08858  -0.0596   0.4958   1.0000
   9.000   0.6637   0.10319   0.09061  -0.0589   0.4887   1.0000
   9.250   0.6796   0.10457   0.09202  -0.0588   0.4837   1.0000
   9.500   0.7053   0.10555   0.09302  -0.0590   0.4806   1.0000
   9.750   0.7021   0.10778   0.09531  -0.0583   0.4723   1.0000
  10.000   0.7227   0.10891   0.09648  -0.0583   0.4679   1.0000
  10.250   0.7317   0.11066   0.09831  -0.0581   0.4619   1.0000
  10.500   0.7429   0.11227   0.09998  -0.0579   0.4556   1.0000
  10.750   0.7685   0.11308   0.10083  -0.0581   0.4521   1.0000
  11.000   0.7659   0.11550   0.10334  -0.0577   0.4434   1.0000
  11.250   0.7877   0.11646   0.10438  -0.0578   0.4390   1.0000
  11.500   0.7916   0.11859   0.10658  -0.0576   0.4315   1.0000
  11.750   0.8081   0.11987   0.10794  -0.0576   0.4260   1.0000
  12.000   0.8281   0.12092   0.10908  -0.0577   0.4216   1.0000
  12.250   0.8300   0.12319   0.11145  -0.0576   0.4129   1.0000
  12.500   0.8558   0.12373   0.11208  -0.0577   0.4093   1.0000
  12.750   0.8529   0.12642   0.11486  -0.0576   0.3996   1.0000
  13.000   0.8765   0.12702   0.11558  -0.0577   0.3955   1.0000
  13.500   0.8984   0.13014   0.11890  -0.0577   0.3813   1.0000
  13.750   0.8990   0.13281   0.12168  -0.0580   0.3723   1.0000
  14.000   0.9198   0.13334   0.12234  -0.0579   0.3671   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)