Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)