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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: STRAND AIRFOIL (strand-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 15.47 at α=15.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-strand-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-strand-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.4788   0.11619   0.11139   0.0216   0.4542   0.0584
  -9.250  -0.4600   0.11432   0.10953   0.0245   0.4543   0.0591
  -9.000  -0.4461   0.11223   0.10746   0.0252   0.4545   0.0600
  -8.750  -0.4357   0.10968   0.10494   0.0247   0.4547   0.0612
  -8.500  -0.4284   0.10657   0.10186   0.0230   0.4549   0.0628
  -8.250  -0.4267   0.10236   0.09769   0.0195   0.4552   0.0653
  -8.000  -0.4554   0.09057   0.08600   0.0042   0.4555   0.0684
  -7.750  -0.4339   0.09076   0.08622   0.0086   0.4560   0.0693
  -7.500  -0.4182   0.08932   0.08484   0.0093   0.4565   0.0707
  -7.250  -0.4078   0.08656   0.08215   0.0073   0.4572   0.0728
  -7.000  -0.4128   0.08095   0.07661  -0.0001   0.4579   0.0763
  -6.750  -0.4265   0.06547   0.06092  -0.0246   0.4582   0.0809
  -6.500  -0.4040   0.06539   0.06097  -0.0228   0.4593   0.0830
  -6.250  -0.3983   0.05729   0.05238  -0.0350   0.4600   0.0926
  -6.000  -0.3738   0.05703   0.05238  -0.0336   0.4613   0.0951
  -5.750  -0.3547   0.05368   0.04880  -0.0382   0.4624   0.1061
  -5.500  -0.3324   0.05192   0.04691  -0.0409   0.4635   0.1182
  -5.250  -0.3078   0.05179   0.04702  -0.0398   0.4641   0.1228
  -5.000  -0.2842   0.05070   0.04593  -0.0411   0.4649   0.1354
  -4.750  -0.2603   0.05002   0.04526  -0.0420   0.4662   0.1493
  -4.250  -0.2129   0.04947   0.04478  -0.0424   0.4686   0.1809
  -4.000  -0.1885   0.04929   0.04442  -0.0439   0.4695   0.2093
  -3.250  -0.0194   0.04120   0.03450  -0.0782   0.5640   0.0844
  -3.000   0.0133   0.04103   0.03413  -0.0803   0.5511   0.0749
  -2.750   0.0409   0.04149   0.03424  -0.0794   0.5482   0.0683
  -2.500   0.0657   0.04144   0.03414  -0.0784   0.5464   0.0670
  -2.250   0.0898   0.04132   0.03399  -0.0774   0.5452   0.0658
  -2.000   0.1204   0.04134   0.03407  -0.0810   0.5320   0.0639
  -1.750   0.1460   0.04146   0.03416  -0.0805   0.5296   0.0616
  -1.500   0.1710   0.04184   0.03447  -0.0797   0.5280   0.0599
  -1.250   0.1953   0.04246   0.03502  -0.0785   0.5267   0.0588
  -1.000   0.2234   0.04339   0.03602  -0.0827   0.5139   0.0582
  -0.750   0.2486   0.04364   0.03630  -0.0825   0.5113   0.0579
  -0.500   0.2736   0.04399   0.03667  -0.0818   0.5096   0.0577
  -0.250   0.2984   0.04452   0.03719  -0.0810   0.5084   0.0578
   0.000   0.3235   0.04605   0.03876  -0.0861   0.4963   0.0579
   0.250   0.3488   0.04669   0.03936  -0.0862   0.4936   0.0583
   0.500   0.3741   0.04728   0.03988  -0.0858   0.4918   0.0602
   0.750   0.3989   0.04800   0.04053  -0.0848   0.4905   0.0630
   1.000   0.4231   0.04888   0.04134  -0.0835   0.4896   0.0653
   1.250   0.4420   0.05102   0.04353  -0.0897   0.4760   0.0670
   1.500   0.4665   0.05184   0.04435  -0.0891   0.4742   0.0741
   1.750   0.4940   0.05195   0.04529  -0.0894   0.4730   0.3187
   2.000   0.5185   0.05268   0.04645  -0.0884   0.4721   0.4485
   2.250   0.5420   0.05365   0.04768  -0.0867   0.4714   0.5365
   2.500   0.5641   0.05480   0.04906  -0.0846   0.4708   0.6113
   2.750   0.5845   0.05627   0.05077  -0.0820   0.4703   0.6854
   3.000   0.5961   0.05769   0.05250  -0.0894   0.4549   0.7424
   3.250   0.6087   0.05830   0.05344  -0.0849   0.4542   0.8712
   3.500   0.6315   0.05959   0.05469  -0.0827   0.4537   1.0000
   3.750   0.6555   0.06137   0.05637  -0.0808   0.4533   1.0000
   4.000   0.6441   0.06559   0.06069  -0.0917   0.4349   1.0000
   4.250   0.6753   0.06668   0.06169  -0.0891   0.4358   1.0000
   4.500   0.7059   0.06756   0.06248  -0.0860   0.4363   1.0000
   4.750   0.6706   0.07149   0.06647  -0.0939   0.4175   1.0000
   5.000   0.6796   0.07280   0.06775  -0.0942   0.4093   1.0000
   5.250   0.7039   0.07403   0.06892  -0.0936   0.4076   1.0000
   5.500   0.7306   0.07530   0.07015  -0.0928   0.4064   1.0000
   5.750   0.7596   0.07662   0.07144  -0.0918   0.4056   1.0000
   6.000   0.7909   0.07802   0.07281  -0.0906   0.4050   1.0000
   6.250   0.8188   0.08019   0.07496  -0.0893   0.4043   1.0000
   6.500   0.7435   0.08504   0.07988  -0.0950   0.3824   1.0000
   6.750   0.7662   0.08593   0.08074  -0.0943   0.3786   1.0000
   7.000   0.7949   0.08670   0.08148  -0.0932   0.3769   1.0000
   7.250   0.7848   0.08987   0.08467  -0.0944   0.3673   1.0000
   7.500   0.8275   0.08853   0.08329  -0.0922   0.3637   1.0000
   7.750   0.8794   0.08641   0.08112  -0.0892   0.3614   1.0000
   8.000   0.8739   0.08848   0.08321  -0.0903   0.3513   1.0000
   8.250   0.8680   0.09151   0.08627  -0.0914   0.3425   1.0000
   8.500   0.8962   0.09146   0.08621  -0.0903   0.3405   1.0000
   8.750   0.9287   0.09102   0.08578  -0.0888   0.3394   1.0000
   9.000   0.9179   0.09469   0.08948  -0.0903   0.3304   1.0000
   9.250   0.9466   0.09452   0.08931  -0.0892   0.3291   1.0000
   9.500   0.9751   0.09433   0.08913  -0.0880   0.3277   1.0000
   9.750   0.9671   0.09778   0.09262  -0.0893   0.3191   1.0000
  10.000   0.9663   0.10076   0.09564  -0.0900   0.3122   1.0000
  10.250   0.9881   0.10108   0.09598  -0.0894   0.3094   1.0000
  10.500   1.0162   0.10064   0.09556  -0.0883   0.3079   1.0000
  10.750   1.0463   0.09989   0.09486  -0.0870   0.3071   1.0000
  11.000   1.0364   0.10392   0.09893  -0.0884   0.2979   1.0000
  11.250   1.0641   0.10327   0.09831  -0.0873   0.2966   1.0000
  11.500   1.0930   0.10233   0.09740  -0.0860   0.2956   1.0000
  11.750   1.0813   0.10679   0.10191  -0.0875   0.2858   1.0000
  12.000   1.1090   0.10585   0.10103  -0.0864   0.2845   1.0000
  12.250   1.1385   0.10458   0.09979  -0.0851   0.2836   1.0000
  12.500   1.1260   0.10937   0.10464  -0.0866   0.2732   1.0000
  12.750   1.1563   0.10777   0.10309  -0.0853   0.2719   1.0000
  13.000   1.1903   0.10544   0.10082  -0.0839   0.2709   1.0000
  13.250   1.2257   0.10290   0.09834  -0.0824   0.2703   1.0000
  13.500   1.2618   0.10028   0.09579  -0.0810   0.2698   1.0000
  13.750   1.2467   0.10560   0.10115  -0.0826   0.2582   1.0000
  14.000   1.2877   0.10213   0.09776  -0.0811   0.2577   1.0000
  14.250   1.3336   0.09812   0.09381  -0.0795   0.2570   1.0000
  14.500   1.3824   0.09393   0.08969  -0.0778   0.2560   1.0000
  14.750   1.3734   0.09830   0.09412  -0.0790   0.2451   1.0000
  15.000   1.4294   0.09313   0.08898  -0.0769   0.2421   1.0000
  15.250   1.4288   0.09625   0.09214  -0.0776   0.2312   1.0000
  15.500   1.4576   0.09505   0.09091  -0.0767   0.2217   1.0000
  15.750   1.4755   0.09538   0.09118  -0.0764   0.2096   1.0000
  16.000   1.4807   0.09756   0.09328  -0.0767   0.1960   1.0000
  16.250   1.4814   0.10041   0.09604  -0.0772   0.1820   1.0000
  16.500   1.4790   0.10370   0.09922  -0.0779   0.1679   1.0000
  16.750   1.4732   0.10758   0.10300  -0.0789   0.1543   1.0000
  17.000   1.4661   0.11172   0.10703  -0.0800   0.1411   1.0000
  17.250   1.4583   0.11600   0.11120  -0.0811   0.1284   1.0000
  17.500   1.4495   0.12055   0.11567  -0.0825   0.1169   1.0000
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)