SOKOLOV AIRFOIL (sokolov-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: SOKOLOV AIRFOIL (sokolov-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 44.29 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-sokolov-il-50000.txt Download as CSV file: xf-sokolov-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: SOKOLOV 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2838 0.11182 0.10515 -0.0305 1.0000 0.1219
-7.750 -0.2869 0.11056 0.10400 -0.0302 1.0000 0.1254
-7.500 -0.2999 0.11102 0.10464 -0.0294 1.0000 0.1272
-7.250 -0.3124 0.11216 0.10597 -0.0308 1.0000 0.1280
-7.000 -0.2932 0.10427 0.09802 -0.0267 1.0000 0.1329
-6.750 -0.2950 0.10242 0.09627 -0.0255 1.0000 0.1371
-6.500 -0.3032 0.10202 0.09601 -0.0255 1.0000 0.1406
-6.250 -0.3131 0.10332 0.09746 -0.0292 1.0000 0.1422
-6.000 -0.3073 0.09736 0.09156 -0.0228 1.0000 0.1465
-5.750 -0.3097 0.09564 0.08992 -0.0215 1.0000 0.1521
-5.500 -0.3127 0.09655 0.09092 -0.0275 1.0000 0.1566
-5.250 -0.3140 0.09200 0.08645 -0.0210 1.0000 0.1610
-5.000 -0.3124 0.09056 0.08507 -0.0221 1.0000 0.1691
-4.750 -0.3095 0.08817 0.08274 -0.0231 1.0000 0.1738
-4.500 -0.3064 0.08582 0.08044 -0.0219 1.0000 0.1813
-4.000 -0.2764 0.08189 0.07650 -0.0327 1.0000 0.2009
-3.750 -0.2791 0.07845 0.07312 -0.0272 1.0000 0.2053
-3.500 -0.2617 0.07596 0.07062 -0.0313 1.0000 0.2178
-3.250 -0.2467 0.07343 0.06808 -0.0335 1.0000 0.2324
-3.000 -0.2341 0.07091 0.06557 -0.0340 1.0000 0.2489
-2.750 -0.2081 0.06870 0.06330 -0.0393 1.0000 0.2748
-2.000 -0.1567 0.06147 0.05604 -0.0421 1.0000 0.3498
-0.750 0.2533 0.04117 0.03259 -0.1219 0.9769 0.1828
-0.500 0.3161 0.03911 0.02980 -0.1296 0.9713 0.1751
-0.250 0.3615 0.03836 0.02858 -0.1340 0.9641 0.1835
0.000 0.4119 0.03761 0.02750 -0.1389 0.9574 0.1927
0.250 0.4522 0.03731 0.02681 -0.1419 0.9498 0.2045
0.500 0.4978 0.03699 0.02633 -0.1455 0.9430 0.2373
0.750 0.5343 0.03672 0.02639 -0.1475 0.9354 0.3371
1.000 0.5730 0.03490 0.02588 -0.1493 0.9285 1.0000
1.250 0.6016 0.03586 0.02636 -0.1504 0.9179 1.0000
1.500 0.6369 0.03662 0.02681 -0.1523 0.9055 1.0000
1.750 0.6732 0.03728 0.02723 -0.1542 0.8922 1.0000
2.000 0.7085 0.03793 0.02770 -0.1559 0.8794 1.0000
2.250 0.7452 0.03855 0.02819 -0.1577 0.8680 1.0000
2.500 0.7807 0.03920 0.02877 -0.1594 0.8572 1.0000
2.750 0.8030 0.04023 0.02976 -0.1592 0.8453 1.0000
3.000 0.8275 0.04126 0.03076 -0.1593 0.8337 1.0000
3.250 0.8562 0.04215 0.03165 -0.1599 0.8224 1.0000
3.500 0.8950 0.04264 0.03219 -0.1616 0.8122 1.0000
3.750 0.9205 0.04360 0.03321 -0.1616 0.7999 1.0000
4.000 0.9416 0.04477 0.03443 -0.1610 0.7868 1.0000
4.250 0.9633 0.04596 0.03570 -0.1606 0.7737 1.0000
4.500 0.9852 0.04719 0.03706 -0.1601 0.7606 1.0000
4.750 1.0096 0.04824 0.03822 -0.1597 0.7470 1.0000
5.000 1.0355 0.04910 0.03921 -0.1593 0.7327 1.0000
5.250 1.0627 0.04978 0.04003 -0.1588 0.7180 1.0000
5.500 1.0902 0.05036 0.04082 -0.1581 0.7034 1.0000
5.750 1.1187 0.05078 0.04142 -0.1574 0.6887 1.0000
6.000 1.1476 0.05104 0.04189 -0.1565 0.6742 1.0000
6.250 1.1740 0.05145 0.04251 -0.1553 0.6598 1.0000
6.500 1.1979 0.05209 0.04342 -0.1539 0.6456 1.0000
6.750 1.2253 0.05220 0.04379 -0.1524 0.6311 1.0000
7.000 1.2566 0.05173 0.04362 -0.1508 0.6162 1.0000
7.250 1.2859 0.05148 0.04369 -0.1491 0.6015 1.0000
7.500 1.3871 0.03905 0.03178 -0.1445 0.5652 1.0000
7.750 1.4161 0.03314 0.02584 -0.1367 0.5031 1.0000
8.000 1.4189 0.03204 0.02481 -0.1301 0.4400 1.0000
8.250 1.4066 0.03280 0.02485 -0.1221 0.3265 1.0000
8.500 1.3819 0.03636 0.02738 -0.1152 0.1991 1.0000
8.750 1.3587 0.04031 0.03056 -0.1095 0.1617 1.0000
9.000 1.3446 0.04419 0.03419 -0.1053 0.1357 1.0000
9.250 1.3394 0.04743 0.03729 -0.1021 0.1173 1.0000
9.500 1.3408 0.05018 0.04000 -0.0995 0.1047 1.0000
9.750 1.3525 0.05234 0.04220 -0.0967 0.0955 1.0000
10.000 1.3936 0.05373 0.04353 -0.0947 0.0863 1.0000
10.250 1.4565 0.05669 0.04642 -0.0964 0.0768 1.0000
10.500 1.5000 0.06108 0.05139 -0.0973 0.0743 1.0000
10.750 1.5199 0.06558 0.05638 -0.0960 0.0739 1.0000
11.000 1.5272 0.07011 0.06139 -0.0938 0.0742 1.0000
11.250 1.5260 0.07460 0.06632 -0.0911 0.0748 1.0000
11.500 1.5174 0.07887 0.07096 -0.0879 0.0755 1.0000
11.750 1.5038 0.08308 0.07550 -0.0847 0.0760 1.0000
12.000 1.4880 0.08751 0.08022 -0.0821 0.0765 1.0000
12.250 1.4705 0.09222 0.08519 -0.0802 0.0770 1.0000
12.500 1.4526 0.09730 0.09050 -0.0791 0.0775 1.0000
12.750 1.4357 0.10276 0.09617 -0.0787 0.0781 1.0000
13.000 1.4215 0.10868 0.10224 -0.0789 0.0786 1.0000
13.250 1.3641 0.11556 0.10957 -0.0828 0.0802 1.0000
13.500 1.3114 0.12628 0.12053 -0.0904 0.0815 1.0000
13.750 1.2596 0.14103 0.13535 -0.1018 0.0841 1.0000
14.000 1.2309 0.15451 0.14882 -0.1112 0.0873 1.0000
14.250 1.2256 0.16270 0.15698 -0.1151 0.0896 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to SOKOLOV AIRFOIL (sokolov-il)