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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)