Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

US1000ROOT (us1000root-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: US1000ROOT (us1000root-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.02 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-us1000root-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-us1000root-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: US1000ROOT                                      
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.3856   0.12762   0.11867   0.0023   1.0000   0.4595
 -11.250  -0.3631   0.12406   0.11500   0.0016   1.0000   0.4667
 -11.000  -0.3643   0.12213   0.11307   0.0018   1.0000   0.4751
 -10.750  -0.3516   0.11968   0.11058   0.0017   1.0000   0.4856
 -10.500  -0.3392   0.11656   0.10741   0.0014   1.0000   0.4922
 -10.000  -0.3193   0.11147   0.10226   0.0011   1.0000   0.5090
  -9.750  -0.3218   0.10977   0.10056   0.0018   1.0000   0.5190
  -9.500  -0.3160   0.10801   0.09878   0.0024   1.0000   0.5315
  -9.250  -0.2895   0.10435   0.09505   0.0014   1.0000   0.5409
  -9.000  -0.2841   0.10215   0.09284   0.0018   1.0000   0.5505
  -8.750  -0.2888   0.10099   0.09169   0.0032   1.0000   0.5621
  -8.500  -0.2651   0.09799   0.08865   0.0025   1.0000   0.5741
  -8.250  -0.2474   0.09526   0.08590   0.0022   1.0000   0.5845
  -8.000  -0.2407   0.09321   0.08386   0.0027   1.0000   0.5950
  -7.750  -0.2435   0.09200   0.08266   0.0043   1.0000   0.6065
  -7.500  -0.2268   0.08982   0.08045   0.0043   1.0000   0.6196
  -7.250  -0.2030   0.08690   0.07753   0.0034   1.0000   0.6296
  -7.000  -0.1965   0.08500   0.07565   0.0042   1.0000   0.6390
  -6.750  -0.3497   0.07431   0.06512   0.0030   1.0000   0.5026
  -6.500  -0.3544   0.07133   0.06217   0.0038   1.0000   0.5020
  -6.250  -0.3644   0.06823   0.05913   0.0050   1.0000   0.5013
  -6.000  -0.3877   0.06491   0.05592   0.0074   1.0000   0.5011
  -5.750  -0.4406   0.06099   0.05218   0.0124   1.0000   0.5014
  -5.500  -0.5498   0.05604   0.04747   0.0239   1.0000   0.5003
  -5.250  -0.6732   0.04907   0.04058   0.0361   1.0000   0.5020
  -5.000  -0.6561   0.04892   0.04046   0.0378   1.0000   0.5072
  -4.750  -0.6852   0.04619   0.03769   0.0428   1.0000   0.5124
  -4.500  -0.7185   0.04300   0.03436   0.0481   1.0000   0.5186
  -4.250  -0.7082   0.04260   0.03397   0.0501   1.0000   0.5247
  -4.000  -0.7292   0.04010   0.03128   0.0543   1.0000   0.5325
  -3.750  -0.7153   0.03993   0.03113   0.0559   1.0000   0.5383
  -3.500  -0.7262   0.03812   0.02912   0.0592   1.0000   0.5467
  -3.250  -0.6744   0.03854   0.02957   0.0538   0.9871   0.5565
  -3.000  -0.6200   0.03850   0.02946   0.0475   0.9690   0.5691
  -2.750  -0.5744   0.03817   0.02904   0.0427   0.9501   0.5814
  -2.500  -0.5241   0.03797   0.02878   0.0376   0.9316   0.5950
  -2.250  -0.4705   0.03789   0.02864   0.0323   0.9137   0.6093
  -2.000  -0.4339   0.03769   0.02841   0.0300   0.8941   0.6230
  -1.750  -0.3871   0.03764   0.02837   0.0265   0.8755   0.6378
  -1.500  -0.3305   0.03776   0.02849   0.0219   0.8581   0.6536
  -1.250  -0.2626   0.03790   0.02865   0.0159   0.8417   0.6705
  -1.000  -0.2233   0.03802   0.02880   0.0144   0.8229   0.6861
  -0.750  -0.1701   0.03813   0.02891   0.0108   0.8052   0.7028
  -0.500  -0.1205   0.03813   0.02891   0.0080   0.7883   0.7204
  -0.250  -0.0806   0.03799   0.02876   0.0067   0.7721   0.7387
   0.000  -0.0021   0.03808   0.02887   0.0003   0.7554   0.7553
   0.250   0.0781   0.03798   0.02875  -0.0064   0.7387   0.7720
   0.500   0.1184   0.03811   0.02890  -0.0077   0.7204   0.7884
   0.750   0.1688   0.03813   0.02892  -0.0106   0.7028   0.8053
   1.000   0.2207   0.03803   0.02881  -0.0139   0.6862   0.8232
   1.250   0.2607   0.03790   0.02867  -0.0156   0.6705   0.8418
   1.500   0.3276   0.03778   0.02854  -0.0214   0.6538   0.8581
   1.750   0.3850   0.03768   0.02842  -0.0261   0.6379   0.8757
   2.000   0.4312   0.03771   0.02846  -0.0296   0.6232   0.8942
   2.250   0.4678   0.03790   0.02868  -0.0318   0.6095   0.9137
   2.500   0.5221   0.03797   0.02879  -0.0372   0.5950   0.9316
   2.750   0.5724   0.03817   0.02905  -0.0423   0.5814   0.9501
   3.000   0.6180   0.03850   0.02948  -0.0471   0.5692   0.9690
   3.250   0.6729   0.03853   0.02959  -0.0535   0.5567   0.9872
   3.500   0.7245   0.03809   0.02915  -0.0588   0.5469   1.0000
   3.750   0.7136   0.03994   0.03119  -0.0555   0.5384   1.0000
   4.000   0.7277   0.04008   0.03129  -0.0540   0.5324   1.0000
   4.250   0.7073   0.04256   0.03397  -0.0499   0.5247   1.0000
   4.500   0.7170   0.04301   0.03440  -0.0478   0.5186   1.0000
   4.750   0.6847   0.04617   0.03769  -0.0427   0.5124   1.0000
   5.000   0.6568   0.04884   0.04041  -0.0378   0.5071   1.0000
   5.250   0.6727   0.04906   0.04061  -0.0360   0.5019   1.0000
   5.500   0.5498   0.05605   0.04754  -0.0239   0.5002   1.0000
   5.750   0.4418   0.06098   0.05220  -0.0126   0.5014   1.0000
   6.000   0.3890   0.06489   0.05592  -0.0075   0.5011   1.0000
   6.250   0.3639   0.06828   0.05920  -0.0050   0.5011   1.0000
   6.500   0.3550   0.07131   0.06218  -0.0038   0.5019   1.0000
   6.750   0.2023   0.08420   0.07491  -0.0064   0.6503   1.0000
   7.000   0.1967   0.08499   0.07565  -0.0042   0.6392   1.0000
   7.250   0.2041   0.08694   0.07758  -0.0036   0.6299   1.0000
   7.500   0.2286   0.08987   0.08053  -0.0045   0.6196   1.0000
   7.750   0.2433   0.09198   0.08266  -0.0043   0.6066   1.0000
   8.000   0.2411   0.09321   0.08388  -0.0029   0.5952   1.0000
   8.250   0.2486   0.09530   0.08597  -0.0024   0.5848   1.0000
   8.500   0.2687   0.09818   0.08887  -0.0029   0.5746   1.0000
   8.750   0.2885   0.10088   0.09161  -0.0032   0.5622   1.0000
   9.000   0.2842   0.10213   0.09284  -0.0019   0.5509   1.0000
   9.250   0.2912   0.10448   0.09521  -0.0017   0.5416   1.0000
   9.500   0.3230   0.10848   0.09929  -0.0030   0.5319   1.0000
   9.750   0.3198   0.10954   0.10035  -0.0019   0.5196   1.0000
  10.000   0.3205   0.11152   0.10235  -0.0014   0.5094   1.0000
  10.250   0.3511   0.11578   0.10669  -0.0027   0.5028   1.0000
  10.500   0.3403   0.11661   0.10750  -0.0016   0.4925   1.0000
  10.750   0.3541   0.11977   0.11070  -0.0020   0.4856   1.0000
<< Back to US1000ROOT (us1000root-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to US1000ROOT (us1000root-il)