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=5


Details Polar file
Airfoil: STRAND AIRFOIL (strand-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.51 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-strand-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-strand-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.4048   0.12871   0.12147   0.0280   0.4885   0.1756
  -8.750  -0.4085   0.11704   0.10967   0.0186   0.4886   0.1010
  -8.250  -0.4222   0.10202   0.09472   0.0044   0.4886   0.0789
  -8.000  -0.4087   0.09919   0.09187   0.0040   0.4883   0.0778
  -7.750  -0.3998   0.09553   0.08822   0.0019   0.4880   0.0768
  -7.500  -0.3949   0.09130   0.08402  -0.0013   0.4879   0.0756
  -7.250  -0.3949   0.08625   0.07899  -0.0060   0.4878   0.0741
  -7.000  -0.4264   0.06938   0.06135  -0.0316   0.4882   0.0677
  -6.750  -0.4118   0.06573   0.05753  -0.0344   0.4880   0.0673
  -6.500  -0.3954   0.06223   0.05380  -0.0371   0.4877   0.0669
  -6.250  -0.3762   0.05893   0.05024  -0.0398   0.4875   0.0662
  -6.000  -0.3548   0.05589   0.04691  -0.0423   0.4873   0.0654
  -5.750  -0.3314   0.05317   0.04385  -0.0445   0.4869   0.0647
  -5.500  -0.3062   0.05084   0.04120  -0.0464   0.4865   0.0640
  -5.250  -0.2796   0.04884   0.03887  -0.0481   0.4859   0.0635
  -5.000  -0.2521   0.04716   0.03688  -0.0495   0.4853   0.0630
  -4.750  -0.2240   0.04577   0.03521  -0.0506   0.4846   0.0627
  -4.500  -0.1957   0.04464   0.03384  -0.0516   0.4839   0.0624
  -4.250  -0.1672   0.04373   0.03272  -0.0525   0.4835   0.0623
  -4.000  -0.1388   0.04302   0.03186  -0.0532   0.4832   0.0625
  -3.750  -0.1106   0.04249   0.03122  -0.0539   0.4830   0.0632
  -3.500  -0.0826   0.04211   0.03075  -0.0546   0.4829   0.0644
  -3.250  -0.0548   0.04188   0.03043  -0.0553   0.4828   0.0655
  -3.000  -0.0271   0.04177   0.03025  -0.0559   0.4827   0.0663
  -2.750   0.0003   0.04177   0.03018  -0.0566   0.4826   0.0669
  -2.500   0.0277   0.04185   0.03022  -0.0574   0.4821   0.0674
  -2.250   0.0551   0.04199   0.03033  -0.0584   0.4815   0.0680
  -2.000   0.0825   0.04213   0.03044  -0.0597   0.4809   0.0689
  -1.750   0.1099   0.04242   0.03069  -0.0610   0.4804   0.0700
  -1.500   0.1378   0.04287   0.03108  -0.0626   0.4803   0.0715
  -1.250   0.1658   0.04345   0.03158  -0.0642   0.4802   0.0738
  -1.000   0.1937   0.04414   0.03220  -0.0660   0.4803   0.0774
  -0.750   0.2213   0.04482   0.03287  -0.0678   0.4800   0.0824
  -0.500   0.2485   0.04556   0.03361  -0.0696   0.4792   0.0898
  -0.250   0.2763   0.04552   0.03449  -0.0723   0.4783   0.2521
   0.000   0.3013   0.04645   0.03582  -0.0739   0.4777   0.3554
   0.250   0.3252   0.04770   0.03730  -0.0753   0.4777   0.4301
   0.500   0.3482   0.04897   0.03872  -0.0765   0.4770   0.4885
   0.750   0.3699   0.05014   0.04006  -0.0771   0.4759   0.5455
   1.000   0.3899   0.05125   0.04135  -0.0770   0.4747   0.6050
   1.250   0.4086   0.05242   0.04267  -0.0769   0.4737   0.6539
   1.500   0.4258   0.05346   0.04387  -0.0760   0.4727   0.7084
   1.750   0.4400   0.05418   0.04477  -0.0736   0.4714   0.7826
   2.000   0.4559   0.05466   0.04544  -0.0710   0.4701   1.0000
   2.250   0.4707   0.05753   0.04825  -0.0760   0.4673   1.0000
   2.500   0.4870   0.05979   0.05038  -0.0790   0.4644   1.0000
   2.750   0.5045   0.06175   0.05221  -0.0809   0.4617   1.0000
   3.000   0.5226   0.06363   0.05395  -0.0823   0.4596   1.0000
   3.250   0.5429   0.06526   0.05543  -0.0830   0.4573   1.0000
   3.500   0.5670   0.06660   0.05662  -0.0829   0.4550   1.0000
   4.000   0.5852   0.07116   0.06104  -0.0856   0.4481   1.0000
   4.250   0.5950   0.07331   0.06313  -0.0864   0.4449   1.0000
   4.500   0.6113   0.07507   0.06481  -0.0867   0.4415   1.0000
   4.750   0.6346   0.07653   0.06617  -0.0865   0.4387   1.0000
   5.000   0.6509   0.07840   0.06797  -0.0865   0.4351   1.0000
   5.250   0.6472   0.08121   0.07078  -0.0878   0.4308   1.0000
   5.500   0.6577   0.08329   0.07283  -0.0881   0.4269   1.0000
   5.750   0.6773   0.08495   0.07444  -0.0880   0.4234   1.0000
   6.000   0.7049   0.08638   0.07580  -0.0874   0.4208   1.0000
   6.250   0.6937   0.08944   0.07889  -0.0886   0.4148   1.0000
   6.500   0.7033   0.09161   0.08105  -0.0889   0.4106   1.0000
   6.750   0.7234   0.09330   0.08272  -0.0886   0.4070   1.0000
   7.000   0.7503   0.09482   0.08419  -0.0881   0.4042   1.0000
   7.250   0.7357   0.09796   0.08738  -0.0892   0.3970   1.0000
   7.500   0.7506   0.09989   0.08931  -0.0892   0.3929   1.0000
   7.750   0.7761   0.10140   0.09081  -0.0886   0.3898   1.0000
   8.000   0.7679   0.10427   0.09373  -0.0894   0.3824   1.0000
   8.250   0.7820   0.10625   0.09572  -0.0894   0.3782   1.0000
   8.500   0.8073   0.10775   0.09722  -0.0888   0.3752   1.0000
   8.750   0.7982   0.11067   0.10019  -0.0897   0.3674   1.0000
   9.000   0.8165   0.11240   0.10195  -0.0894   0.3635   1.0000
   9.250   0.8187   0.11492   0.10451  -0.0899   0.3575   1.0000
   9.500   0.8308   0.11688   0.10651  -0.0899   0.3525   1.0000
   9.750   0.8408   0.11899   0.10866  -0.0900   0.3475   1.0000
  10.000   0.8470   0.12132   0.11106  -0.0903   0.3419   1.0000
  10.250   0.8617   0.12312   0.11290  -0.0902   0.3374   1.0000
  10.500   0.8651   0.12557   0.11540  -0.0907   0.3310   1.0000
  10.750   0.8781   0.12747   0.11736  -0.0907   0.3264   1.0000
<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to STRAND AIRFOIL (strand-il)