Ornithopter airfoil. (s1020-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Ornithopter airfoil. (s1020-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.08 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s1020-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-s1020-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3499 0.14299 0.13656 -0.0407 1.0000 0.1102
-10.500 -0.3444 0.13501 0.12848 -0.0410 1.0000 0.0650
-10.000 -0.3632 0.12593 0.11954 -0.0454 0.9972 0.0558
-9.750 -0.3479 0.12218 0.11575 -0.0475 0.9933 0.0548
-9.500 -0.3378 0.11804 0.11161 -0.0504 0.9887 0.0537
-9.250 -0.3295 0.11359 0.10716 -0.0540 0.9844 0.0527
-9.000 -0.3252 0.10913 0.10273 -0.0571 0.9786 0.0517
-8.750 -0.3209 0.10412 0.09774 -0.0614 0.9738 0.0507
-8.500 -0.3234 0.09932 0.09297 -0.0644 0.9667 0.0497
-8.250 -0.3273 0.09350 0.08719 -0.0691 0.9604 0.0488
-8.000 -0.3820 0.08019 0.07378 -0.0814 0.9475 0.0456
-7.750 -0.3874 0.07523 0.06872 -0.0853 0.9390 0.0453
-7.500 -0.3918 0.07055 0.06387 -0.0881 0.9304 0.0451
-7.250 -0.3874 0.06524 0.05823 -0.0924 0.9237 0.0450
-7.000 -0.3866 0.06112 0.05376 -0.0938 0.9153 0.0451
-6.750 -0.3711 0.05644 0.04855 -0.0974 0.9098 0.0458
-6.500 -0.3589 0.05390 0.04584 -0.0977 0.9031 0.0469
-6.250 -0.3376 0.05139 0.04308 -0.0992 0.8976 0.0484
-6.000 -0.3085 0.04833 0.03957 -0.1020 0.8939 0.0498
-5.750 -0.2938 0.04618 0.03704 -0.1014 0.8865 0.0506
-5.500 -0.2650 0.04386 0.03427 -0.1027 0.8821 0.0518
-5.250 -0.2312 0.04175 0.03171 -0.1045 0.8789 0.0535
-5.000 -0.2148 0.04058 0.03024 -0.1029 0.8714 0.0551
-4.750 -0.1858 0.03926 0.02880 -0.1036 0.8669 0.0584
-4.500 -0.1548 0.03820 0.02760 -0.1046 0.8629 0.0641
-4.250 -0.1369 0.03751 0.02670 -0.1031 0.8556 0.0686
-4.000 -0.1067 0.03641 0.02557 -0.1041 0.8513 0.0763
-3.750 -0.0791 0.03547 0.02459 -0.1047 0.8461 0.0909
-3.500 -0.0558 0.03449 0.02373 -0.1049 0.8396 0.1228
-3.250 -0.0209 0.03275 0.02288 -0.1081 0.8359 0.2543
-3.000 0.0033 0.03244 0.02318 -0.1080 0.8301 0.3943
-2.750 0.0252 0.03270 0.02346 -0.1069 0.8232 0.4707
-2.500 0.0554 0.03284 0.02355 -0.1067 0.8192 0.5261
-2.250 0.0700 0.03325 0.02389 -0.1044 0.8110 0.5600
-2.000 0.0968 0.03338 0.02390 -0.1037 0.8059 0.5949
-1.750 0.1213 0.03354 0.02395 -0.1028 0.8006 0.6237
-1.500 0.1393 0.03384 0.02413 -0.1012 0.7929 0.6486
-1.250 0.1691 0.03378 0.02395 -0.1010 0.7888 0.6737
-1.000 0.1834 0.03419 0.02428 -0.0991 0.7806 0.6947
-0.750 0.2094 0.03420 0.02419 -0.0985 0.7753 0.7165
-0.500 0.2369 0.03418 0.02406 -0.0982 0.7708 0.7389
-0.250 0.2502 0.03461 0.02445 -0.0962 0.7621 0.7600
0.000 0.2791 0.03444 0.02420 -0.0960 0.7582 0.7836
0.250 0.2898 0.03493 0.02467 -0.0936 0.7493 0.8076
0.500 0.3145 0.03483 0.02454 -0.0928 0.7444 0.8368
1.000 0.3627 0.03514 0.02485 -0.0924 0.7308 0.9360
1.250 0.4055 0.03501 0.02452 -0.0958 0.7271 1.0000
1.500 0.4214 0.03602 0.02538 -0.0957 0.7173 1.0000
1.750 0.4579 0.03618 0.02536 -0.0978 0.7131 1.0000
2.000 0.4761 0.03710 0.02615 -0.0976 0.7047 1.0000
2.250 0.5063 0.03745 0.02637 -0.0986 0.6992 1.0000
2.500 0.5438 0.03744 0.02623 -0.1002 0.6961 1.0000
2.750 0.5520 0.03882 0.02754 -0.0987 0.6853 1.0000
3.000 0.5873 0.03886 0.02748 -0.1000 0.6817 1.0000
3.250 0.5963 0.04024 0.02883 -0.0986 0.6715 1.0000
3.500 0.6289 0.04038 0.02889 -0.0994 0.6673 1.0000
4.000 0.6694 0.04197 0.03043 -0.0987 0.6529 1.0000
4.250 0.7059 0.04179 0.03022 -0.0997 0.6499 1.0000
4.500 0.7089 0.04363 0.03206 -0.0978 0.6383 1.0000
4.750 0.7441 0.04348 0.03192 -0.0986 0.6351 1.0000
5.000 0.7473 0.04538 0.03383 -0.0967 0.6237 1.0000
5.250 0.7815 0.04524 0.03370 -0.0974 0.6203 1.0000
5.500 0.7849 0.04718 0.03567 -0.0956 0.6089 1.0000
5.750 0.8182 0.04704 0.03559 -0.0961 0.6053 1.0000
6.000 0.8213 0.04906 0.03765 -0.0944 0.5939 1.0000
6.250 0.8543 0.04889 0.03752 -0.0948 0.5901 1.0000
6.750 0.8900 0.05073 0.03951 -0.0934 0.5748 1.0000
7.000 0.8920 0.05294 0.04179 -0.0918 0.5632 1.0000
7.250 0.9258 0.05251 0.04144 -0.0919 0.5594 1.0000
7.750 0.9613 0.05426 0.04340 -0.0904 0.5438 1.0000
8.000 0.9611 0.05675 0.04598 -0.0888 0.5314 1.0000
8.250 0.9978 0.05581 0.04516 -0.0888 0.5280 1.0000
8.500 0.9963 0.05846 0.04791 -0.0873 0.5152 1.0000
8.750 1.0347 0.05722 0.04682 -0.0871 0.5122 1.0000
9.000 1.0319 0.06002 0.04973 -0.0856 0.4990 1.0000
9.500 1.0692 0.06124 0.05122 -0.0839 0.4827 1.0000
9.750 1.0678 0.06397 0.05407 -0.0826 0.4696 1.0000
10.000 1.1085 0.06210 0.05239 -0.0821 0.4663 1.0000
10.250 1.1056 0.06495 0.05538 -0.0807 0.4528 1.0000
10.500 1.1054 0.06759 0.05814 -0.0796 0.4398 1.0000
10.750 1.1446 0.06558 0.05633 -0.0788 0.4353 1.0000
11.000 1.1463 0.06791 0.05883 -0.0776 0.4224 1.0000
11.250 1.1461 0.07055 0.06161 -0.0765 0.4092 1.0000
11.750 1.1936 0.06968 0.06110 -0.0743 0.3912 1.0000
12.000 1.1934 0.07226 0.06383 -0.0733 0.3777 1.0000
12.250 1.1961 0.07452 0.06626 -0.0724 0.3644 1.0000
12.500 1.2037 0.07610 0.06800 -0.0714 0.3517 1.0000
12.750 1.2195 0.07651 0.06858 -0.0703 0.3397 1.0000
13.000 1.2426 0.07578 0.06801 -0.0689 0.3276 1.0000
13.250 1.2583 0.07607 0.06843 -0.0677 0.3137 1.0000
13.500 1.2670 0.07738 0.06988 -0.0667 0.2988 1.0000
13.750 1.2717 0.07929 0.07190 -0.0659 0.2832 1.0000
14.000 1.2745 0.08152 0.07422 -0.0652 0.2673 1.0000
14.250 1.2762 0.08397 0.07675 -0.0646 0.2509 1.0000
14.500 1.2778 0.08648 0.07931 -0.0642 0.2344 1.0000
14.750 1.2785 0.08916 0.08202 -0.0638 0.2177 1.0000
15.000 1.2782 0.09204 0.08490 -0.0637 0.2013 1.0000
15.250 1.2766 0.09517 0.08801 -0.0637 0.1853 1.0000
15.500 1.2734 0.09867 0.09146 -0.0640 0.1698 1.0000
15.750 1.2668 0.10290 0.09573 -0.0647 0.1549 1.0000
16.000 1.2589 0.10745 0.10029 -0.0658 0.1402 1.0000
16.250 1.2510 0.11209 0.10490 -0.0671 0.1262 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Ornithopter airfoil. (s1020-il)