Ornithopter airfoil. (s1020-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Ornithopter airfoil. (s1020-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.99 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s1020-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s1020-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Ornithopter 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3908 0.13038 0.12471 -0.0196 1.0000 0.2467
-8.000 -0.3798 0.12659 0.12094 -0.0177 1.0000 0.2523
-7.750 -0.3937 0.12576 0.12020 -0.0160 1.0000 0.2613
-7.500 -0.3981 0.12329 0.11781 -0.0144 1.0000 0.2665
-7.250 -0.4036 0.12182 0.11639 -0.0124 1.0000 0.2763
-7.000 -0.4133 0.11977 0.11443 -0.0107 1.0000 0.2820
-6.750 -0.4213 0.11842 0.11314 -0.0085 1.0000 0.2925
-6.500 -0.4221 0.11581 0.11058 -0.0066 1.0000 0.2996
-6.250 -0.4470 0.11551 0.11039 -0.0040 1.0000 0.3093
-6.000 -0.4365 0.11213 0.10703 -0.0023 1.0000 0.3168
-5.750 -0.4827 0.11299 0.10806 0.0016 1.0000 0.3259
-5.500 -0.4560 0.10859 0.10363 0.0025 1.0000 0.3337
-5.250 -0.4932 0.10825 0.10344 0.0062 1.0000 0.3433
-5.000 -0.4811 0.10510 0.10029 0.0080 1.0000 0.3507
-4.750 -0.5155 0.06930 0.06340 -0.0480 1.0000 0.1378
-4.500 -0.4872 0.06095 0.05414 -0.0559 1.0000 0.1234
-4.250 -0.4678 0.05740 0.05042 -0.0573 1.0000 0.1212
-4.000 -0.4427 0.05345 0.04597 -0.0599 1.0000 0.1179
-3.750 -0.4149 0.04997 0.04186 -0.0623 1.0000 0.1148
-3.500 -0.3877 0.04735 0.03865 -0.0638 1.0000 0.1139
-3.250 -0.3627 0.04552 0.03641 -0.0645 1.0000 0.1147
-3.000 -0.3388 0.04421 0.03477 -0.0648 1.0000 0.1179
-2.750 -0.3141 0.04328 0.03331 -0.0650 1.0000 0.1239
-2.500 -0.2931 0.04235 0.03249 -0.0648 1.0000 0.1312
-2.250 -0.2701 0.04163 0.03161 -0.0644 1.0000 0.1412
-2.000 -0.2482 0.04100 0.03109 -0.0639 1.0000 0.1593
-1.750 -0.2217 0.04016 0.03057 -0.0644 1.0000 0.2147
-1.500 -0.1993 0.03960 0.03215 -0.0626 1.0000 0.5332
-1.250 -0.1938 0.04053 0.03329 -0.0575 1.0000 0.6168
-1.000 -0.1883 0.04122 0.03406 -0.0526 1.0000 0.6720
-0.750 -0.1828 0.04175 0.03460 -0.0478 1.0000 0.7220
-0.500 -0.1775 0.04211 0.03495 -0.0432 1.0000 0.7682
-0.250 -0.1727 0.04229 0.03512 -0.0387 1.0000 0.8144
0.000 -0.1682 0.04229 0.03511 -0.0343 1.0000 0.8649
0.250 -0.1558 0.04197 0.03487 -0.0323 1.0000 0.9366
0.500 -0.1335 0.04158 0.03433 -0.0355 1.0000 1.0000
0.750 -0.0963 0.04291 0.03526 -0.0416 1.0000 1.0000
1.000 -0.0543 0.04486 0.03679 -0.0480 0.9966 1.0000
1.250 -0.0155 0.04691 0.03847 -0.0533 0.9922 1.0000
1.500 0.0254 0.04937 0.04056 -0.0587 0.9857 1.0000
1.750 0.0527 0.05085 0.04179 -0.0613 0.9795 1.0000
2.000 0.0904 0.05355 0.04419 -0.0656 0.9735 1.0000
2.250 0.1132 0.05472 0.04518 -0.0673 0.9652 1.0000
2.500 0.1395 0.05657 0.04684 -0.0694 0.9588 1.0000
2.750 0.1732 0.05898 0.04906 -0.0727 0.9502 1.0000
3.000 0.1920 0.06012 0.05007 -0.0735 0.9410 1.0000
3.250 0.2175 0.06216 0.05198 -0.0754 0.9340 1.0000
3.500 0.2485 0.06443 0.05412 -0.0781 0.9238 1.0000
3.750 0.2641 0.06556 0.05517 -0.0783 0.9139 1.0000
4.000 0.2907 0.06793 0.05744 -0.0804 0.9067 1.0000
4.250 0.3175 0.06993 0.05936 -0.0823 0.8952 1.0000
4.500 0.3308 0.07116 0.06056 -0.0822 0.8853 1.0000
4.750 0.3592 0.07382 0.06315 -0.0844 0.8775 1.0000
5.000 0.3818 0.07563 0.06492 -0.0856 0.8655 1.0000
5.250 0.3935 0.07700 0.06628 -0.0854 0.8553 1.0000
5.500 0.4205 0.07970 0.06895 -0.0874 0.8470 1.0000
5.750 0.4430 0.08168 0.07093 -0.0885 0.8349 1.0000
6.000 0.4526 0.08311 0.07236 -0.0881 0.8242 1.0000
6.250 0.4752 0.08567 0.07492 -0.0895 0.8156 1.0000
6.500 0.5027 0.08823 0.07750 -0.0913 0.8037 1.0000
6.750 0.5098 0.08959 0.07889 -0.0906 0.7919 1.0000
7.000 0.5249 0.09185 0.08118 -0.0911 0.7825 1.0000
7.250 0.5586 0.09520 0.08457 -0.0937 0.7719 1.0000
7.500 0.5659 0.09658 0.08600 -0.0931 0.7592 1.0000
7.750 0.5745 0.09854 0.08801 -0.0929 0.7483 1.0000
8.000 0.5953 0.10139 0.09092 -0.0941 0.7390 1.0000
8.250 0.6265 0.10459 0.09420 -0.0962 0.7263 1.0000
8.500 0.6281 0.10598 0.09565 -0.0952 0.7136 1.0000
8.750 0.6356 0.10821 0.09795 -0.0951 0.7026 1.0000
9.000 0.6541 0.11112 0.10093 -0.0961 0.6926 1.0000
9.250 0.6833 0.11443 0.10433 -0.0978 0.6800 1.0000
9.500 0.6891 0.11627 0.10628 -0.0975 0.6669 1.0000
9.750 0.6928 0.11850 0.10858 -0.0972 0.6552 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Ornithopter airfoil. (s1020-il)