STRAND AIRFOIL (strand-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: STRAND AIRFOIL (strand-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 14.17 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-strand-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-strand-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.4534 0.13198 0.12556 0.0361 0.4348 0.0827
-9.750 -0.4453 0.12895 0.12255 0.0349 0.4346 0.0853
-9.500 -0.4716 0.12458 0.11826 0.0249 0.4347 0.0907
-9.250 -0.4519 0.12091 0.11460 0.0272 0.4344 0.0920
-9.000 -0.4326 0.11858 0.11227 0.0289 0.4341 0.0942
-8.750 -0.4228 0.11587 0.10957 0.0281 0.4339 0.0982
-8.500 -0.4392 0.11092 0.10472 0.0208 0.4339 0.1043
-8.250 -0.4167 0.10886 0.10264 0.0234 0.4336 0.1066
-8.000 -0.4056 0.10623 0.10003 0.0227 0.4334 0.1104
-7.750 -0.4166 0.10148 0.09537 0.0162 0.4334 0.1176
-7.500 -0.3980 0.09926 0.09315 0.0177 0.4331 0.1198
-7.250 -0.3878 0.09649 0.09041 0.0164 0.4328 0.1240
-7.000 -0.4513 0.06279 0.05602 -0.0264 0.4337 0.0594
-6.750 -0.4333 0.05934 0.05247 -0.0282 0.4334 0.0552
-6.500 -0.4201 0.05269 0.04491 -0.0349 0.4332 0.0492
-6.250 -0.3985 0.04981 0.04190 -0.0364 0.4327 0.0483
-6.000 -0.3754 0.04702 0.03882 -0.0381 0.4322 0.0472
-5.750 -0.3506 0.04443 0.03586 -0.0397 0.4317 0.0460
-5.500 -0.3241 0.04220 0.03320 -0.0410 0.4312 0.0449
-5.250 -0.2963 0.04049 0.03104 -0.0420 0.4307 0.0441
-5.000 -0.2689 0.03907 0.02940 -0.0428 0.4304 0.0443
-4.750 -0.2412 0.03782 0.02799 -0.0435 0.4301 0.0448
-4.500 -0.2129 0.03673 0.02673 -0.0441 0.4298 0.0452
-4.250 -0.1842 0.03577 0.02558 -0.0446 0.4295 0.0452
-4.000 -0.1552 0.03495 0.02457 -0.0450 0.4292 0.0447
-3.750 -0.1261 0.03428 0.02374 -0.0453 0.4290 0.0444
-3.500 -0.0971 0.03373 0.02306 -0.0457 0.4287 0.0441
-3.250 -0.0683 0.03326 0.02251 -0.0460 0.4285 0.0440
-3.000 -0.0396 0.03285 0.02209 -0.0463 0.4283 0.0440
-2.750 -0.0112 0.03251 0.02176 -0.0466 0.4280 0.0440
-2.500 0.0171 0.03224 0.02155 -0.0469 0.4279 0.0441
-2.250 0.0453 0.03204 0.02142 -0.0473 0.4276 0.0443
-2.000 0.0733 0.03189 0.02134 -0.0477 0.4270 0.0446
-1.750 0.1015 0.03181 0.02132 -0.0482 0.4264 0.0450
-1.500 0.1299 0.03183 0.02137 -0.0488 0.4259 0.0463
-1.250 0.1587 0.03201 0.02155 -0.0495 0.4256 0.0477
-1.000 0.1876 0.03229 0.02181 -0.0503 0.4253 0.0489
-0.750 0.2165 0.03264 0.02213 -0.0512 0.4250 0.0495
-0.500 0.2455 0.03307 0.02254 -0.0521 0.4248 0.0501
-0.250 0.2743 0.03350 0.02294 -0.0530 0.4245 0.0510
0.000 0.3029 0.03406 0.02348 -0.0540 0.4242 0.0523
0.250 0.3312 0.03466 0.02406 -0.0548 0.4238 0.0539
0.500 0.3591 0.03518 0.02454 -0.0554 0.4231 0.0561
0.750 0.3869 0.03566 0.02500 -0.0559 0.4225 0.0611
1.000 0.4145 0.03593 0.02557 -0.0567 0.4219 0.1306
1.250 0.4418 0.03603 0.02653 -0.0581 0.4216 0.3591
1.500 0.4684 0.03675 0.02757 -0.0587 0.4212 0.4529
1.750 0.4944 0.03759 0.02860 -0.0592 0.4208 0.5134
2.000 0.5195 0.03842 0.02962 -0.0594 0.4202 0.5770
2.250 0.5407 0.04197 0.03371 -0.0650 0.4165 0.6361
2.500 0.5611 0.04396 0.03598 -0.0672 0.4134 0.6896
2.750 0.5791 0.04517 0.03746 -0.0672 0.4112 0.7653
3.000 0.5925 0.04570 0.03831 -0.0651 0.4093 0.9296
3.250 0.6180 0.04676 0.03928 -0.0659 0.4079 1.0000
3.500 0.6429 0.04775 0.04017 -0.0662 0.4067 1.0000
3.750 0.6684 0.04845 0.04076 -0.0660 0.4057 1.0000
4.000 0.6942 0.04899 0.04119 -0.0653 0.4049 1.0000
4.500 0.7168 0.05672 0.04908 -0.0754 0.3931 1.0000
4.750 0.7404 0.05752 0.04982 -0.0750 0.3916 1.0000
5.000 0.7651 0.05809 0.05032 -0.0742 0.3904 1.0000
5.250 0.7903 0.05858 0.05075 -0.0731 0.3895 1.0000
5.750 0.7986 0.06565 0.05791 -0.0802 0.3771 1.0000
6.000 0.8232 0.06627 0.05849 -0.0794 0.3758 1.0000
6.250 0.8477 0.06692 0.05911 -0.0785 0.3747 1.0000
6.500 0.8266 0.07201 0.06427 -0.0822 0.3646 1.0000
6.750 0.8489 0.07285 0.06509 -0.0817 0.3631 1.0000
7.000 0.8703 0.07375 0.06597 -0.0811 0.3614 1.0000
7.250 0.8573 0.07781 0.07007 -0.0832 0.3526 1.0000
7.500 0.8784 0.07871 0.07098 -0.0827 0.3510 1.0000
7.750 0.9023 0.07930 0.07156 -0.0819 0.3499 1.0000
8.000 0.8891 0.08337 0.07568 -0.0838 0.3409 1.0000
8.250 0.9110 0.08408 0.07640 -0.0831 0.3394 1.0000
8.750 0.9229 0.08856 0.08095 -0.0840 0.3295 1.0000
9.000 0.9439 0.08926 0.08167 -0.0834 0.3277 1.0000
9.250 0.9370 0.09283 0.08529 -0.0847 0.3199 1.0000
9.500 0.9588 0.09337 0.08585 -0.0841 0.3181 1.0000
9.750 0.9529 0.09694 0.08947 -0.0852 0.3107 1.0000
10.000 0.9726 0.09764 0.09021 -0.0847 0.3082 1.0000
10.250 0.9952 0.09792 0.09053 -0.0840 0.3067 1.0000
10.500 0.9871 0.10185 0.09452 -0.0853 0.2984 1.0000
10.750 1.0078 0.10226 0.09497 -0.0847 0.2962 1.0000
11.250 1.0211 0.10660 0.09943 -0.0853 0.2856 1.0000
11.500 1.0427 0.10675 0.09963 -0.0845 0.2836 1.0000
12.000 1.0547 0.11135 0.10435 -0.0853 0.2722 1.0000
12.250 1.0771 0.11124 0.10431 -0.0845 0.2703 1.0000
12.750 1.0870 0.11622 0.10942 -0.0854 0.2580 1.0000
13.000 1.1102 0.11583 0.10910 -0.0845 0.2562 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)