STRAND AIRFOIL (strand-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: STRAND AIRFOIL (strand-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.74 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-strand-il-50000.txt Download as CSV file: xf-strand-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2292 0.13218 0.12701 -0.0024 0.6467 0.2601
-9.250 -0.1910 0.12591 0.12071 -0.0036 0.6472 0.2663
-9.000 -0.1907 0.12441 0.11923 -0.0054 0.6483 0.2755
-8.750 -0.1836 0.12129 0.11613 -0.0073 0.6495 0.2803
-8.500 -0.1631 0.11785 0.11267 -0.0085 0.6508 0.2883
-8.250 -0.1825 0.11782 0.11273 -0.0112 0.6525 0.2962
-8.000 -0.1399 0.11175 0.10668 -0.0145 0.6554 0.3023
-7.750 -0.1427 0.11052 0.10552 -0.0182 0.6588 0.3129
-7.500 -0.1215 0.10629 0.10132 -0.0211 0.6618 0.3170
-7.250 -0.2288 0.11124 0.10591 -0.0019 0.6497 0.3203
-7.000 -0.2439 0.11169 0.10644 -0.0055 0.6516 0.3322
-6.750 -0.2026 0.10595 0.10072 -0.0087 0.6547 0.3365
-6.500 -0.1834 0.10341 0.09824 -0.0134 0.6588 0.3463
-6.250 -0.1740 0.10098 0.09588 -0.0176 0.6625 0.3531
-6.000 -0.1521 0.09798 0.09287 -0.0202 0.6653 0.3575
-5.750 -0.1652 0.09798 0.09294 -0.0231 0.6685 0.3696
-5.500 -0.2038 0.07242 0.06694 -0.0734 0.6763 0.1753
-5.250 -0.1876 0.06471 0.05865 -0.0847 0.6819 0.1559
-5.000 -0.1667 0.05876 0.05165 -0.0924 0.6860 0.1430
-4.750 -0.1392 0.05690 0.04978 -0.0984 0.6986 0.1402
-4.500 -0.1153 0.05526 0.04788 -0.1037 0.7149 0.1368
-4.250 -0.0951 0.05405 0.04624 -0.1088 0.7378 0.1333
-3.250 -0.3774 0.05621 0.04969 -0.0679 1.0000 0.1450
-3.000 -0.3494 0.05395 0.04697 -0.0706 1.0000 0.1402
-2.750 -0.3218 0.05204 0.04468 -0.0729 1.0000 0.1361
-2.500 -0.2904 0.05034 0.04222 -0.0756 1.0000 0.1313
-2.250 -0.2642 0.04976 0.04114 -0.0768 1.0000 0.1290
-2.000 -0.2400 0.04921 0.04042 -0.0777 1.0000 0.1280
-1.750 -0.2158 0.04893 0.03995 -0.0785 1.0000 0.1272
-1.500 -0.1921 0.04889 0.03971 -0.0791 1.0000 0.1273
-1.250 -0.1690 0.04904 0.03970 -0.0796 1.0000 0.1281
-1.000 -0.1464 0.04936 0.03987 -0.0800 1.0000 0.1292
-0.750 -0.1233 0.04969 0.04022 -0.0806 1.0000 0.1309
-0.500 -0.0999 0.05023 0.04073 -0.0813 1.0000 0.1327
0.250 0.0580 0.05639 0.04667 -0.0995 0.9570 0.1544
0.500 0.1111 0.05803 0.04897 -0.1058 0.9290 0.2446
0.750 0.1559 0.05996 0.05202 -0.1095 0.9070 0.5178
1.000 0.1936 0.06246 0.05478 -0.1111 0.8866 0.6172
1.250 0.2103 0.06340 0.05589 -0.1087 0.8580 0.6777
1.500 0.2318 0.06484 0.05753 -0.1069 0.8380 0.7560
1.750 0.2432 0.06560 0.05856 -0.1028 0.8191 0.8797
2.000 0.2708 0.06752 0.06020 -0.1038 0.7993 1.0000
2.250 0.2959 0.06944 0.06182 -0.1047 0.7820 1.0000
2.500 0.3181 0.07130 0.06341 -0.1052 0.7655 1.0000
2.750 0.3390 0.07321 0.06508 -0.1054 0.7498 1.0000
3.000 0.3629 0.07548 0.06712 -0.1061 0.7368 1.0000
3.250 0.3977 0.07843 0.06982 -0.1080 0.7251 1.0000
3.500 0.4073 0.07958 0.07083 -0.1068 0.7098 1.0000
3.750 0.4201 0.08130 0.07240 -0.1063 0.6971 1.0000
4.000 0.4569 0.08478 0.07568 -0.1083 0.6888 1.0000
4.250 0.4613 0.08567 0.07648 -0.1067 0.6742 1.0000
4.500 0.4734 0.08758 0.07827 -0.1062 0.6630 1.0000
4.750 0.5026 0.09049 0.08105 -0.1073 0.6541 1.0000
5.000 0.5052 0.09170 0.08220 -0.1060 0.6421 1.0000
5.250 0.5394 0.09533 0.08571 -0.1075 0.6353 1.0000
5.500 0.5373 0.09607 0.08640 -0.1059 0.6224 1.0000
5.750 0.5744 0.10030 0.09054 -0.1076 0.6169 1.0000
6.000 0.5662 0.10051 0.09072 -0.1056 0.6041 1.0000
6.250 0.6019 0.10477 0.09491 -0.1072 0.5990 1.0000
6.500 0.5927 0.10500 0.09512 -0.1053 0.5864 1.0000
6.750 0.6272 0.10922 0.09930 -0.1067 0.5810 1.0000
7.000 0.6165 0.10956 0.09963 -0.1050 0.5696 1.0000
7.250 0.6460 0.11327 0.10330 -0.1059 0.5635 1.0000
7.500 0.6402 0.11436 0.10439 -0.1048 0.5536 1.0000
7.750 0.6636 0.11746 0.10749 -0.1053 0.5461 1.0000
8.000 0.6747 0.12052 0.11053 -0.1055 0.5407 1.0000
8.250 0.6789 0.12184 0.11187 -0.1049 0.5297 1.0000
8.500 0.7142 0.12690 0.11693 -0.1061 0.5251 1.0000
8.750 0.6964 0.12670 0.11675 -0.1048 0.5142 1.0000
9.000 0.7219 0.13046 0.12053 -0.1054 0.5082 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)