STRAND AIRFOIL (strand-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: STRAND AIRFOIL (strand-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 7.53 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-strand-il-100000.txt Download as CSV file: xf-strand-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: STRAND AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.4450 0.14595 0.14059 0.0387 0.5238 0.1091
-10.500 -0.4417 0.14330 0.13796 0.0362 0.5239 0.1137
-10.250 -0.4645 0.14122 0.13595 0.0291 0.5242 0.1165
-10.000 -0.4290 0.13662 0.13134 0.0326 0.5241 0.1192
-9.750 -0.4156 0.13380 0.12854 0.0320 0.5244 0.1234
-9.500 -0.4440 0.13232 0.12716 0.0234 0.5251 0.1292
-9.250 -0.4113 0.12735 0.12221 0.0264 0.5256 0.1317
-9.000 -0.3918 0.12458 0.11948 0.0264 0.5265 0.1368
-8.500 -0.3785 0.11838 0.11346 0.0214 0.5287 0.1474
-8.250 -0.3692 0.11600 0.11115 0.0191 0.5300 0.1549
-8.000 -0.3718 0.11255 0.10779 0.0148 0.5314 0.1601
-7.750 -0.3458 0.11001 0.10528 0.0156 0.5330 0.1654
-7.500 -0.3671 0.10721 0.10262 0.0065 0.5345 0.1746
-7.250 -0.3297 0.10430 0.09969 0.0104 0.5362 0.1787
-7.000 -0.3650 0.10275 0.09829 -0.0018 0.5377 0.1904
-6.750 -0.3131 0.09887 0.09436 0.0052 0.5393 0.1941
-6.500 -0.3029 0.09697 0.09248 0.0030 0.5406 0.2041
-6.250 -0.2991 0.09408 0.08963 0.0011 0.5416 0.2105
-6.000 -0.2820 0.09227 0.08780 0.0011 0.5425 0.2188
-5.750 -0.2661 0.08930 0.08514 -0.0068 0.5515 0.2287
-5.500 -0.2631 0.08674 0.08264 -0.0155 0.5560 0.2435
-5.250 -0.2392 0.08497 0.08087 -0.0123 0.5590 0.2474
-5.000 -0.2175 0.08244 0.07853 -0.0241 0.5762 0.2626
-4.750 -0.2012 0.08097 0.07701 -0.0223 0.5793 0.2671
-4.250 -0.1642 0.05242 0.04645 -0.1095 0.8033 0.1135
-4.000 -0.1136 0.05073 0.04397 -0.1136 0.7980 0.1016
-3.500 -0.0514 0.04899 0.04157 -0.1142 0.7638 0.0946
-3.250 -0.0236 0.04966 0.04177 -0.1133 0.7471 0.0909
-3.000 0.0011 0.04916 0.04123 -0.1128 0.7329 0.0893
-2.750 0.0393 0.04918 0.04117 -0.1141 0.7269 0.0873
-2.500 0.0568 0.04923 0.04114 -0.1126 0.7115 0.0860
-2.250 0.0948 0.04991 0.04176 -0.1134 0.7075 0.0846
-2.000 0.1099 0.05000 0.04183 -0.1118 0.6917 0.0839
-1.750 0.1253 0.05041 0.04222 -0.1104 0.6780 0.0834
-1.500 0.1581 0.05114 0.04296 -0.1107 0.6728 0.0832
-1.250 0.1701 0.05162 0.04342 -0.1095 0.6592 0.0833
-1.000 0.2043 0.05258 0.04433 -0.1100 0.6546 0.0842
-0.750 0.2145 0.05312 0.04482 -0.1089 0.6408 0.0856
-0.500 0.2492 0.05426 0.04587 -0.1095 0.6367 0.0887
-0.250 0.2769 0.05599 0.04751 -0.1095 0.6330 0.0912
0.000 0.2889 0.05606 0.04753 -0.1089 0.6193 0.0936
0.250 0.3117 0.05763 0.04907 -0.1089 0.6141 0.0985
1.000 0.3642 0.05941 0.05207 -0.1089 0.5857 0.4075
1.250 0.3948 0.06092 0.05383 -0.1087 0.5825 0.4979
1.500 0.4282 0.06300 0.05618 -0.1083 0.5808 0.5874
1.750 0.4207 0.06326 0.05651 -0.1073 0.5659 0.6141
2.000 0.4485 0.06487 0.05840 -0.1058 0.5634 0.6937
2.250 0.4754 0.06694 0.06074 -0.1032 0.5620 0.7886
2.500 0.4564 0.06647 0.06043 -0.1008 0.5466 0.8514
2.750 0.4857 0.06842 0.06232 -0.1000 0.5444 1.0000
3.000 0.5229 0.07145 0.06517 -0.1003 0.5432 1.0000
3.250 0.5050 0.07126 0.06492 -0.1001 0.5275 1.0000
3.500 0.5396 0.07376 0.06727 -0.1003 0.5256 1.0000
3.750 0.5739 0.07709 0.07046 -0.1005 0.5241 1.0000
4.000 0.5531 0.07666 0.07000 -0.1001 0.5088 1.0000
4.250 0.5860 0.07927 0.07249 -0.1002 0.5070 1.0000
4.500 0.6222 0.08261 0.07575 -0.1003 0.5060 1.0000
4.750 0.5939 0.08233 0.07545 -0.1000 0.4908 1.0000
5.000 0.6269 0.08499 0.07804 -0.0999 0.4890 1.0000
5.250 0.6630 0.08843 0.08140 -0.1000 0.4879 1.0000
5.500 0.6296 0.08831 0.08129 -0.0998 0.4736 1.0000
5.750 0.6609 0.09095 0.08387 -0.0997 0.4716 1.0000
6.000 0.6974 0.09441 0.08728 -0.0997 0.4705 1.0000
6.250 0.6623 0.09460 0.08750 -0.0997 0.4569 1.0000
6.500 0.6915 0.09721 0.09006 -0.0996 0.4548 1.0000
6.750 0.7272 0.10065 0.09348 -0.0995 0.4535 1.0000
7.000 0.6927 0.10122 0.09407 -0.0997 0.4408 1.0000
7.250 0.7199 0.10380 0.09663 -0.0995 0.4384 1.0000
7.500 0.7547 0.10722 0.10004 -0.0994 0.4371 1.0000
7.750 0.7205 0.10818 0.10104 -0.0999 0.4252 1.0000
8.000 0.7461 0.11071 0.10356 -0.0996 0.4224 1.0000
8.250 0.7799 0.11413 0.10699 -0.0995 0.4209 1.0000
8.500 0.7469 0.11551 0.10840 -0.1002 0.4099 1.0000
8.750 0.7715 0.11799 0.11088 -0.0999 0.4067 1.0000
9.000 0.8050 0.12145 0.11436 -0.0997 0.4050 1.0000
9.250 0.7725 0.12316 0.11611 -0.1008 0.3948 1.0000
9.500 0.7969 0.12562 0.11860 -0.1004 0.3912 1.0000
9.750 0.8320 0.12927 0.12227 -0.1001 0.3895 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)