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=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
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)