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