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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to US1000ROOT (us1000root-il)