SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.88 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-saratov-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-saratov-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2051 0.14019 0.13363 -0.0453 1.0000 0.0971
-11.000 -0.2052 0.13856 0.13209 -0.0446 1.0000 0.0994
-10.750 -0.2082 0.13743 0.13108 -0.0438 1.0000 0.1013
-10.500 -0.1928 0.13476 0.12840 -0.0498 0.9879 0.1029
-10.250 -0.1700 0.12931 0.12293 -0.0535 0.9769 0.1050
-10.000 -0.1474 0.12511 0.11868 -0.0573 0.9642 0.1098
-9.750 -0.1296 0.12210 0.11564 -0.0625 0.9500 0.1133
-9.500 -0.1146 0.11972 0.11323 -0.0677 0.9329 0.1144
-9.000 -0.0687 0.11043 0.10384 -0.0746 0.8994 0.1191
-8.750 -0.0497 0.10750 0.10083 -0.0785 0.8787 0.1240
-8.500 -0.0350 0.10531 0.09855 -0.0829 0.8561 0.1258
-8.250 -0.0235 0.10325 0.09639 -0.0860 0.8315 0.1264
-8.000 -0.0125 0.10110 0.09412 -0.0887 0.8098 0.1266
-7.750 -0.0038 0.09911 0.09200 -0.0907 0.7905 0.1268
-7.500 0.0243 0.09316 0.08588 -0.0907 0.7768 0.1302
-7.250 0.0363 0.09090 0.08350 -0.0915 0.7622 0.1337
-7.000 0.0442 0.08909 0.08158 -0.0922 0.7493 0.1355
-6.750 0.0520 0.08719 0.07955 -0.0929 0.7389 0.1358
-6.500 0.0617 0.08501 0.07728 -0.0940 0.7294 0.1349
-6.000 0.0750 0.07859 0.07065 -0.1011 0.7141 0.1027
-5.750 0.0891 0.07621 0.06814 -0.1026 0.7079 0.1022
-5.500 0.1022 0.07411 0.06601 -0.1057 0.7010 0.1037
-5.000 0.1358 0.06924 0.06091 -0.1109 0.6908 0.1028
-4.750 0.1521 0.06700 0.05863 -0.1125 0.6856 0.1021
-4.500 0.1721 0.06457 0.05610 -0.1155 0.6813 0.1017
-4.250 0.1955 0.06200 0.05340 -0.1192 0.6779 0.1016
-4.000 0.2212 0.05956 0.05085 -0.1238 0.6744 0.1041
-3.750 0.2402 0.05843 0.04971 -0.1240 0.6705 0.1074
-3.500 0.2661 0.05637 0.04754 -0.1275 0.6671 0.1097
-3.250 0.2963 0.05387 0.04489 -0.1323 0.6642 0.1109
-3.000 0.3318 0.05101 0.04181 -0.1383 0.6616 0.1130
-2.750 0.3618 0.04950 0.04016 -0.1411 0.6593 0.1178
-2.500 0.3917 0.04799 0.03854 -0.1446 0.6561 0.1246
-2.250 0.4225 0.04626 0.03669 -0.1480 0.6530 0.1290
-2.000 0.4516 0.04501 0.03531 -0.1503 0.6502 0.1345
-1.750 0.4832 0.04394 0.03410 -0.1529 0.6478 0.1450
-1.500 0.5178 0.04275 0.03269 -0.1561 0.6456 0.1585
-1.250 0.5537 0.04153 0.03120 -0.1594 0.6438 0.1733
-1.000 0.5801 0.04147 0.03104 -0.1601 0.6419 0.1894
-0.750 0.6018 0.04176 0.03130 -0.1601 0.6397 0.2049
-0.500 0.6195 0.04205 0.03165 -0.1590 0.6376 0.2170
-0.250 0.6397 0.04220 0.03179 -0.1586 0.6357 0.2291
0.000 0.6687 0.04209 0.03150 -0.1603 0.6339 0.2360
0.250 0.6887 0.04211 0.03153 -0.1598 0.6323 0.2419
0.500 0.7148 0.04216 0.03146 -0.1607 0.6309 0.2464
0.750 0.7420 0.04211 0.03129 -0.1617 0.6294 0.2474
1.000 0.7703 0.04211 0.03115 -0.1628 0.6281 0.2490
1.250 0.7961 0.04217 0.03114 -0.1632 0.6268 0.2524
1.500 0.8071 0.04316 0.03221 -0.1620 0.6244 0.2547
1.750 0.8137 0.04455 0.03367 -0.1604 0.6219 0.2561
2.000 0.8211 0.04599 0.03515 -0.1591 0.6198 0.2565
2.250 0.8287 0.04749 0.03666 -0.1579 0.6178 0.2569
2.500 0.8369 0.04901 0.03820 -0.1567 0.6161 0.2574
2.750 0.8485 0.05034 0.03953 -0.1559 0.6144 0.2581
3.000 0.8651 0.05137 0.04053 -0.1555 0.6128 0.2591
3.250 0.8844 0.05227 0.04140 -0.1553 0.6114 0.2613
3.500 0.9041 0.05330 0.04237 -0.1552 0.6103 0.2649
4.000 0.8445 0.06263 0.05193 -0.1483 0.6032 0.2643
4.250 0.8519 0.06458 0.05392 -0.1475 0.6012 0.2663
4.500 0.8608 0.06650 0.05590 -0.1469 0.5999 0.2683
4.750 0.8718 0.06832 0.05775 -0.1466 0.5989 0.2700
5.000 0.8875 0.06983 0.05927 -0.1464 0.5974 0.2716
5.250 0.9068 0.07112 0.06056 -0.1464 0.5960 0.2736
5.500 0.9260 0.07250 0.06195 -0.1465 0.5948 0.2758
5.750 0.9435 0.07412 0.06355 -0.1465 0.5940 0.2784
6.000 0.9444 0.07670 0.06618 -0.1455 0.5918 0.2805
6.250 0.9412 0.07941 0.06898 -0.1442 0.5887 0.2823
6.500 0.9476 0.08157 0.07122 -0.1434 0.5864 0.2858
6.750 0.9620 0.08315 0.07285 -0.1430 0.5829 0.2910
7.000 0.9911 0.08368 0.07343 -0.1429 0.5790 0.2964
7.250 1.0034 0.08519 0.07501 -0.1421 0.5736 0.3000
7.500 1.0116 0.08683 0.07671 -0.1410 0.5665 0.3036
7.750 1.0524 0.08621 0.07617 -0.1410 0.5609 0.3107
8.000 1.0482 0.08874 0.07880 -0.1395 0.5532 0.3138
8.250 1.0721 0.08925 0.07942 -0.1388 0.5466 0.3233
8.500 1.0955 0.08976 0.08002 -0.1380 0.5401 0.3336
8.750 1.1017 0.09146 0.08185 -0.1368 0.5318 0.3397
9.000 1.1424 0.09045 0.08099 -0.1363 0.5265 0.3529
9.250 1.1366 0.09297 0.08363 -0.1348 0.5157 0.3574
9.500 1.1787 0.09138 0.08221 -0.1340 0.5096 0.3774
9.750 1.1762 0.09340 0.08437 -0.1324 0.4973 0.3851
10.000 1.1972 0.09296 0.08412 -0.1308 0.4860 0.3991
10.250 1.2326 0.09090 0.08226 -0.1293 0.4763 0.4192
10.500 1.2341 0.09235 0.08391 -0.1278 0.4628 0.4282
10.750 1.2412 0.09306 0.08484 -0.1263 0.4487 0.4391
11.000 1.2481 0.09365 0.08566 -0.1248 0.4326 0.4497
11.250 1.2496 0.09481 0.08706 -0.1235 0.4130 0.4582
11.500 1.2425 0.09720 0.08970 -0.1225 0.3864 0.4644
11.750 1.2356 0.10019 0.09290 -0.1220 0.3509 0.4702
12.000 1.2590 0.09904 0.09201 -0.1206 0.3176 0.4857
12.250 1.3138 0.09256 0.08555 -0.1173 0.2777 0.5102
12.500 1.3445 0.08965 0.08210 -0.1141 0.2324 0.5326
12.750 1.3437 0.09164 0.08380 -0.1123 0.2049 0.7583
13.000 1.3386 0.09421 0.08609 -0.1109 0.1835 1.0000
13.250 1.3380 0.09726 0.08895 -0.1103 0.1632 1.0000
13.500 1.3400 0.10009 0.09173 -0.1097 0.1461 1.0000
13.750 1.3429 0.10296 0.09464 -0.1093 0.1300 1.0000
14.000 1.3447 0.10609 0.09782 -0.1092 0.1134 1.0000
14.250 1.3464 0.10931 0.10103 -0.1092 0.0976 1.0000
14.500 1.3487 0.11244 0.10408 -0.1092 0.0835 1.0000
14.750 1.3542 0.11508 0.10677 -0.1089 0.0722 1.0000
15.000 1.3627 0.11716 0.10887 -0.1081 0.0643 1.0000
15.250 1.3691 0.11957 0.11121 -0.1079 0.0590 1.0000
15.500 1.3798 0.12139 0.11317 -0.1071 0.0540 1.0000
15.750 1.3893 0.12340 0.11527 -0.1067 0.0502 1.0000
16.000 1.4003 0.12504 0.11690 -0.1060 0.0477 1.0000
16.250 1.4137 0.12673 0.11885 -0.1051 0.0453 1.0000
16.500 1.4219 0.12940 0.12185 -0.1049 0.0431 1.0000
16.750 1.4262 0.13258 0.12523 -0.1054 0.0413 1.0000
17.000 1.4300 0.13573 0.12850 -0.1061 0.0398 1.0000
17.250 1.4356 0.13853 0.13134 -0.1065 0.0385 1.0000
17.500 1.4339 0.14313 0.13619 -0.1079 0.0379 1.0000
17.750 1.4258 0.14913 0.14252 -0.1105 0.0376 1.0000
18.000 1.4141 0.15603 0.14974 -0.1141 0.0374 1.0000
18.250 1.3992 0.16396 0.15795 -0.1186 0.0374 1.0000
18.500 1.3815 0.17310 0.16733 -0.1243 0.0375 1.0000
18.750 1.3624 0.18350 0.17794 -0.1312 0.0377 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to SARATOV AIRFOIL (saratov-il)