SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.81 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-saratov-il-50000.txt Download as CSV file: xf-saratov-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: SARATOV 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.2291 0.15977 0.15265 -0.0446 1.0000 0.1094
-13.000 -0.2264 0.15839 0.15133 -0.0452 1.0000 0.1122
-12.750 -0.2303 0.15971 0.15275 -0.0462 1.0000 0.1136
-12.500 -0.2240 0.15554 0.14864 -0.0462 1.0000 0.1148
-12.250 -0.2140 0.15083 0.14396 -0.0456 1.0000 0.1171
-12.000 -0.2091 0.14829 0.14148 -0.0453 1.0000 0.1198
-11.750 -0.2065 0.14642 0.13968 -0.0451 1.0000 0.1225
-11.500 -0.2073 0.14559 0.13894 -0.0451 1.0000 0.1250
-11.250 -0.2142 0.14670 0.14018 -0.0450 1.0000 0.1262
-11.000 -0.2269 0.14924 0.14288 -0.0444 1.0000 0.1267
-10.750 -0.2082 0.13997 0.13364 -0.0429 1.0000 0.1290
-10.500 -0.2073 0.13773 0.13150 -0.0412 1.0000 0.1316
-10.250 -0.2126 0.13679 0.13070 -0.0391 1.0000 0.1341
-10.000 -0.2271 0.13732 0.13144 -0.0357 1.0000 0.1354
-9.750 -0.2480 0.13985 0.13428 -0.0332 0.9948 0.1362
-9.500 -0.2226 0.13901 0.13337 -0.0443 0.9813 0.1398
-9.250 -0.1893 0.13222 0.12652 -0.0516 0.9700 0.1416
-9.000 -0.1525 0.12537 0.11957 -0.0573 0.9584 0.1469
-8.750 -0.1254 0.12216 0.11629 -0.0646 0.9450 0.1523
-8.500 -0.1122 0.12361 0.11771 -0.0730 0.9284 0.1546
-8.250 -0.0725 0.11450 0.10850 -0.0781 0.9235 0.1570
-8.000 -0.0450 0.10970 0.10361 -0.0819 0.9124 0.1615
-7.750 -0.0197 0.10695 0.10079 -0.0879 0.9036 0.1676
-7.500 -0.0163 0.10882 0.10263 -0.0928 0.8896 0.1700
-7.250 -0.0088 0.10597 0.09979 -0.0933 0.8773 0.1711
-7.000 0.0308 0.09855 0.09223 -0.0969 0.8742 0.1751
-6.750 0.0333 0.09738 0.09105 -0.0961 0.8625 0.1780
-6.500 0.0390 0.09635 0.08999 -0.0970 0.8539 0.1821
-6.250 0.0357 0.09769 0.09132 -0.0984 0.8440 0.1852
-6.000 0.0188 0.10089 0.09457 -0.0978 0.8334 0.1860
-5.750 0.0374 0.09471 0.08837 -0.0963 0.8297 0.1886
-5.500 0.0583 0.09140 0.08499 -0.0978 0.8262 0.1934
-5.250 0.0224 0.09410 0.08782 -0.0903 0.8181 0.1930
-5.000 0.0110 0.09448 0.08824 -0.0875 0.8136 0.1952
-4.750 0.0122 0.09436 0.08810 -0.0880 0.8106 0.1989
-4.500 -0.0193 0.09641 0.09024 -0.0817 0.8076 0.1991
-4.250 -0.0484 0.09822 0.09215 -0.0763 0.8056 0.1995
-4.000 -0.0607 0.10023 0.09417 -0.0763 0.8046 0.2013
-3.750 -0.0632 0.10092 0.09487 -0.0777 0.8049 0.2024
-3.500 -0.0706 0.09870 0.09268 -0.0738 0.8062 0.2035
-3.250 -0.4105 0.11419 0.10937 -0.0061 1.0000 0.1783
-3.000 -0.3977 0.11216 0.10729 -0.0093 1.0000 0.1826
-2.750 -0.3614 0.11200 0.10698 -0.0219 1.0000 0.1865
-2.500 -0.3634 0.10743 0.10243 -0.0178 1.0000 0.1881
-2.250 -0.3556 0.10442 0.09940 -0.0169 0.9994 0.1918
-2.000 -0.3323 0.10247 0.09735 -0.0214 0.9981 0.1986
-1.750 -0.2906 0.10095 0.09568 -0.0319 0.9959 0.2032
-1.500 -0.2787 0.09765 0.09237 -0.0315 0.9938 0.2062
-1.250 -0.2575 0.09551 0.09015 -0.0342 0.9921 0.2115
-1.000 -0.2132 0.09424 0.08871 -0.0441 0.9884 0.2196
-0.750 -0.1958 0.09173 0.08616 -0.0447 0.9849 0.2259
-0.500 -0.1466 0.09114 0.08538 -0.0547 0.9822 0.2353
-0.250 -0.1326 0.08861 0.08283 -0.0548 0.9802 0.2401
0.000 -0.0890 0.08799 0.08202 -0.0630 0.9761 0.2503
0.250 -0.0485 0.08781 0.08168 -0.0695 0.9724 0.2640
0.500 -0.0308 0.08522 0.07910 -0.0697 0.9697 0.2716
0.750 0.0045 0.08450 0.07824 -0.0750 0.9671 0.2814
1.000 0.0414 0.08407 0.07764 -0.0805 0.9614 0.2932
1.250 0.0764 0.08342 0.07688 -0.0849 0.9573 0.3074
1.500 0.1158 0.08332 0.07663 -0.0903 0.9547 0.3215
1.750 0.1510 0.08364 0.07674 -0.0948 0.9520 0.3342
2.000 0.1786 0.08241 0.07542 -0.0977 0.9464 0.3477
2.250 0.2107 0.08100 0.07391 -0.1013 0.9425 0.3633
2.500 0.2529 0.08103 0.07371 -0.1069 0.9397 0.3865
3.000 0.3050 0.07864 0.07108 -0.1117 0.9334 0.4877
3.250 0.3277 0.07738 0.06974 -0.1128 0.9295 0.5507
3.500 0.3568 0.07743 0.06967 -0.1150 0.9259 0.5879
3.750 0.3933 0.07898 0.07103 -0.1188 0.9230 0.6079
4.000 0.4131 0.07937 0.07130 -0.1198 0.9167 0.6181
4.250 0.4435 0.08068 0.07245 -0.1225 0.9106 0.6263
4.500 0.4799 0.08313 0.07470 -0.1263 0.9070 0.6252
4.750 0.4969 0.08394 0.07541 -0.1268 0.8999 0.6224
5.000 0.5274 0.08582 0.07716 -0.1294 0.8934 0.6208
5.250 0.5635 0.08896 0.08015 -0.1330 0.8901 0.6161
5.500 0.5737 0.08922 0.08038 -0.1323 0.8808 0.6089
5.750 0.6067 0.09210 0.08314 -0.1352 0.8754 0.5873
6.000 0.6216 0.09356 0.08457 -0.1353 0.8684 0.5709
6.250 0.6475 0.09579 0.08674 -0.1369 0.8611 0.5520
6.500 0.6819 0.09949 0.09036 -0.1397 0.8576 0.5341
6.750 0.6872 0.09961 0.09050 -0.1383 0.8472 0.5286
7.000 0.7179 0.10258 0.09343 -0.1405 0.8427 0.5198
7.250 0.7263 0.10362 0.09450 -0.1396 0.8342 0.5137
7.500 0.7538 0.10625 0.09712 -0.1412 0.8278 0.5034
7.750 0.7662 0.10793 0.09883 -0.1409 0.8204 0.4968
8.000 0.7927 0.11040 0.10131 -0.1423 0.8119 0.4896
8.250 0.8041 0.11200 0.10297 -0.1418 0.8015 0.4848
8.500 0.8412 0.11573 0.10672 -0.1445 0.7939 0.4828
8.750 0.8496 0.11654 0.10759 -0.1435 0.7806 0.4846
9.000 0.8627 0.11816 0.10929 -0.1434 0.7689 0.4878
9.250 0.8838 0.12051 0.11175 -0.1440 0.7571 0.4909
9.500 0.9111 0.12335 0.11469 -0.1452 0.7438 0.4929
9.750 0.9420 0.12649 0.11795 -0.1466 0.7290 0.4967
10.000 0.9557 0.12828 0.11989 -0.1462 0.7123 0.5012
10.250 0.9590 0.12920 0.12102 -0.1450 0.6902 0.5073
10.500 0.9960 0.13220 0.12430 -0.1463 0.6629 0.5251
10.750 1.0537 0.12809 0.12054 -0.1429 0.5777 0.5538
11.000 1.1152 0.12260 0.11569 -0.1390 0.5203 1.0000
11.250 1.1662 0.11885 0.11212 -0.1358 0.4806 1.0000
11.500 1.1966 0.11585 0.10932 -0.1325 0.4429 1.0000
11.750 1.2315 0.11183 0.10549 -0.1290 0.4120 1.0000
12.000 1.2528 0.10974 0.10355 -0.1263 0.3846 1.0000
12.250 1.2816 0.10641 0.10045 -0.1232 0.3602 1.0000
12.500 1.3658 0.08966 0.08396 -0.1149 0.3200 1.0000
12.750 1.4063 0.08280 0.07585 -0.1081 0.2445 1.0000
13.000 1.4108 0.08447 0.07671 -0.1045 0.1989 1.0000
13.250 1.4687 0.08235 0.07369 -0.0977 0.1326 1.0000
13.500 1.5400 0.08189 0.07295 -0.0952 0.1092 1.0000
13.750 1.5463 0.08532 0.07682 -0.0940 0.1034 1.0000
14.000 1.5960 0.08783 0.07925 -0.0932 0.0959 1.0000
14.250 1.5906 0.09228 0.08419 -0.0921 0.0944 1.0000
14.500 1.5813 0.09705 0.08936 -0.0913 0.0932 1.0000
14.750 1.5681 0.10212 0.09480 -0.0909 0.0922 1.0000
15.000 1.5510 0.10757 0.10059 -0.0910 0.0917 1.0000
15.250 1.5305 0.11347 0.10681 -0.0917 0.0916 1.0000
15.500 1.5072 0.11991 0.11355 -0.0931 0.0919 1.0000
15.750 1.4819 0.12691 0.12082 -0.0953 0.0926 1.0000
16.000 1.4559 0.13449 0.12864 -0.0983 0.0934 1.0000
16.250 1.4308 0.14257 0.13691 -0.1019 0.0944 1.0000
16.500 1.4087 0.15090 0.14539 -0.1060 0.0953 1.0000
16.750 1.3906 0.15931 0.15390 -0.1102 0.0960 1.0000
17.000 1.2236 0.22177 0.21628 -0.1584 0.1922 1.0000
17.250 1.2609 0.21031 0.20490 -0.1470 0.1272 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to SARATOV AIRFOIL (saratov-il)