BOEING-VERTOL VR-5 AIRFOIL (vr5-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: BOEING-VERTOL VR-5 AIRFOIL (vr5-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.68 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-vr5-il-50000.txt Download as CSV file: xf-vr5-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: BOEING-VERTOL VR-5 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3966 0.10941 0.10332 -0.0150 1.0000 0.2205
-9.000 -0.4082 0.10787 0.10190 -0.0184 1.0000 0.2318
-8.750 -0.4011 0.10446 0.09854 -0.0189 1.0000 0.2474
-8.500 -0.3790 0.09974 0.09385 -0.0173 1.0000 0.2666
-8.250 -0.3654 0.09639 0.09052 -0.0168 1.0000 0.2872
-8.000 -0.3704 0.09437 0.08861 -0.0178 1.0000 0.3078
-7.750 -0.3505 0.09075 0.08502 -0.0162 1.0000 0.3338
-7.500 -0.3414 0.08802 0.08236 -0.0149 1.0000 0.3613
-7.250 -0.3573 0.08742 0.08191 -0.0128 1.0000 0.3849
-7.000 -0.3528 0.08554 0.08010 -0.0087 1.0000 0.4158
-6.750 -0.3202 0.08220 0.07673 -0.0048 1.0000 0.4725
-6.500 -0.3126 0.08076 0.07535 0.0000 1.0000 0.5193
-6.250 -0.3045 0.07924 0.07388 0.0046 1.0000 0.5667
-6.000 -0.3234 0.07968 0.07444 0.0111 1.0000 0.6011
-5.750 -0.2732 0.07511 0.06981 0.0115 1.0000 0.6781
-4.250 -0.3531 0.06736 0.06255 0.0279 0.9957 0.6869
-4.000 -0.3491 0.04580 0.03800 -0.0450 0.9774 0.1826
-3.750 -0.3012 0.04249 0.03387 -0.0491 0.9722 0.1596
-3.500 -0.2655 0.04084 0.03146 -0.0508 0.9661 0.1537
-3.250 -0.2238 0.03859 0.02882 -0.0536 0.9606 0.1501
-3.000 -0.1903 0.03727 0.02706 -0.0549 0.9550 0.1516
-2.750 -0.1544 0.03632 0.02561 -0.0565 0.9493 0.1545
-2.500 -0.1156 0.03503 0.02421 -0.0585 0.9442 0.1585
-2.250 -0.0895 0.03443 0.02351 -0.0584 0.9385 0.1675
-2.000 -0.0547 0.03378 0.02283 -0.0594 0.9332 0.1767
-1.750 -0.0250 0.03338 0.02237 -0.0600 0.9281 0.1902
-1.500 0.0014 0.03295 0.02199 -0.0604 0.9227 0.2148
-1.250 0.0334 0.03029 0.02191 -0.0615 0.9182 0.6575
-1.000 0.0461 0.03032 0.02217 -0.0542 0.9132 1.0000
-0.750 0.0673 0.03098 0.02233 -0.0543 0.9076 1.0000
-0.500 0.1033 0.03189 0.02282 -0.0569 0.9017 1.0000
-0.250 0.1174 0.03257 0.02325 -0.0562 0.8967 1.0000
0.000 0.1420 0.03341 0.02383 -0.0571 0.8910 1.0000
0.250 0.1732 0.03441 0.02458 -0.0590 0.8855 1.0000
0.500 0.1875 0.03523 0.02523 -0.0583 0.8807 1.0000
0.750 0.2133 0.03622 0.02604 -0.0594 0.8752 1.0000
1.000 0.2395 0.03731 0.02697 -0.0606 0.8699 1.0000
1.250 0.2540 0.03827 0.02782 -0.0601 0.8654 1.0000
1.500 0.2786 0.03940 0.02884 -0.0611 0.8602 1.0000
1.750 0.3030 0.04061 0.02996 -0.0620 0.8548 1.0000
2.000 0.3163 0.04172 0.03099 -0.0615 0.8504 1.0000
2.250 0.3408 0.04299 0.03220 -0.0625 0.8450 1.0000
2.500 0.3615 0.04431 0.03346 -0.0630 0.8389 1.0000
2.750 0.3765 0.04556 0.03468 -0.0627 0.8333 1.0000
3.000 0.4034 0.04693 0.03602 -0.0638 0.8235 1.0000
3.250 0.4373 0.04829 0.03736 -0.0656 0.8111 1.0000
3.500 0.4516 0.04945 0.03852 -0.0650 0.8000 1.0000
3.750 0.4715 0.05074 0.03983 -0.0650 0.7879 1.0000
4.000 0.4954 0.05206 0.04116 -0.0654 0.7751 1.0000
4.250 0.5211 0.05340 0.04253 -0.0660 0.7622 1.0000
4.500 0.5486 0.05474 0.04392 -0.0666 0.7490 1.0000
4.750 0.5782 0.05605 0.04531 -0.0674 0.7354 1.0000
5.000 0.5941 0.05751 0.04683 -0.0671 0.7229 1.0000
5.250 0.6086 0.05906 0.04844 -0.0665 0.7096 1.0000
5.500 0.6257 0.06065 0.05011 -0.0663 0.6961 1.0000
5.750 0.6448 0.06224 0.05181 -0.0661 0.6821 1.0000
6.000 0.6640 0.06390 0.05356 -0.0660 0.6685 1.0000
6.250 0.6849 0.06559 0.05535 -0.0661 0.6553 1.0000
6.500 0.7078 0.06718 0.05706 -0.0661 0.6417 1.0000
6.750 0.7376 0.06857 0.05863 -0.0665 0.6287 1.0000
7.000 0.7325 0.07131 0.06144 -0.0655 0.6172 1.0000
7.250 0.7405 0.07363 0.06386 -0.0650 0.6050 1.0000
7.500 0.7544 0.07575 0.06610 -0.0648 0.5928 1.0000
7.750 0.7724 0.07726 0.06775 -0.0641 0.5765 1.0000
8.000 0.8188 0.07654 0.06730 -0.0632 0.5549 1.0000
8.250 0.8362 0.07755 0.06847 -0.0619 0.5366 1.0000
8.500 0.8488 0.07910 0.07018 -0.0609 0.5200 1.0000
8.750 0.8625 0.08044 0.07171 -0.0597 0.5021 1.0000
9.000 0.9189 0.07643 0.06808 -0.0564 0.4763 1.0000
9.250 1.1485 0.04135 0.03437 -0.0397 0.4183 1.0000
9.500 1.1681 0.03687 0.02938 -0.0326 0.3314 1.0000
9.750 1.1569 0.03907 0.03068 -0.0281 0.2636 1.0000
10.000 1.1517 0.04198 0.03300 -0.0251 0.2188 1.0000
10.250 1.1538 0.04453 0.03518 -0.0229 0.1879 1.0000
10.500 1.1610 0.04693 0.03745 -0.0211 0.1643 1.0000
10.750 1.1860 0.04902 0.03931 -0.0195 0.1421 1.0000
11.000 1.2232 0.05173 0.04201 -0.0188 0.1248 1.0000
11.250 1.2531 0.05518 0.04560 -0.0185 0.1144 1.0000
11.500 1.2746 0.05883 0.04954 -0.0179 0.1090 1.0000
11.750 1.2983 0.06346 0.05432 -0.0181 0.1044 1.0000
12.000 1.2870 0.06682 0.05811 -0.0157 0.1033 1.0000
12.250 1.2728 0.07055 0.06221 -0.0139 0.1025 1.0000
12.500 1.2556 0.07467 0.06666 -0.0127 0.1020 1.0000
12.750 1.2356 0.07926 0.07155 -0.0121 0.1020 1.0000
13.000 1.2128 0.08439 0.07695 -0.0122 0.1023 1.0000
13.250 1.1882 0.09015 0.08293 -0.0132 0.1029 1.0000
13.500 1.1631 0.09651 0.08948 -0.0148 0.1036 1.0000
13.750 1.1391 0.10343 0.09655 -0.0171 0.1044 1.0000
14.000 1.1177 0.11077 0.10397 -0.0198 0.1051 1.0000
14.250 1.0082 0.13490 0.12825 -0.0372 0.1191 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to BOEING-VERTOL VR-5 AIRFOIL (vr5-il)