BOEING-VERTOL VR-7 AIRFOIL (vr7-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: BOEING-VERTOL VR-7 AIRFOIL (vr7-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.03 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-vr7-il-50000.txt Download as CSV file: xf-vr7-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: BOEING-VERTOL VR-7 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.4148 0.13158 0.12454 -0.0157 1.0000 0.2024
-10.750 -0.3886 0.12559 0.11853 -0.0143 1.0000 0.2133
-10.500 -0.4124 0.12587 0.11895 -0.0173 1.0000 0.2183
-10.250 -0.3905 0.12064 0.11372 -0.0160 1.0000 0.2327
-10.000 -0.3733 0.11613 0.10921 -0.0154 1.0000 0.2431
-9.750 -0.3730 0.11322 0.10638 -0.0159 1.0000 0.2535
-9.500 -0.3875 0.11242 0.10571 -0.0171 1.0000 0.2648
-9.250 -0.3701 0.10807 0.10137 -0.0162 1.0000 0.2792
-9.000 -0.3565 0.10420 0.09754 -0.0155 1.0000 0.2924
-8.750 -0.3490 0.10098 0.09438 -0.0151 1.0000 0.3059
-8.500 -0.3436 0.09800 0.09147 -0.0146 1.0000 0.3212
-8.250 -0.3386 0.09520 0.08874 -0.0139 1.0000 0.3379
-8.000 -0.3418 0.09318 0.08683 -0.0130 1.0000 0.3572
-7.750 -0.3303 0.08986 0.08357 -0.0117 1.0000 0.3778
-7.500 -0.3259 0.08772 0.08151 -0.0099 1.0000 0.4034
-7.250 -0.3079 0.08421 0.07804 -0.0085 1.0000 0.4269
-6.500 -0.2886 0.07680 0.07092 -0.0026 1.0000 0.5011
-6.250 -0.2913 0.07261 0.06780 0.0035 1.0000 0.4823
-6.000 -0.2967 0.07138 0.06665 0.0070 1.0000 0.4971
-4.750 -0.4891 0.05033 0.04340 -0.0213 1.0000 0.1732
-4.500 -0.4721 0.04688 0.03938 -0.0211 1.0000 0.1556
-4.250 -0.4561 0.04393 0.03621 -0.0204 1.0000 0.1488
-4.000 -0.4365 0.04137 0.03296 -0.0198 1.0000 0.1387
-3.750 -0.4171 0.03907 0.03027 -0.0191 0.9998 0.1332
-3.500 -0.3732 0.03709 0.02726 -0.0217 0.9915 0.1267
-3.250 -0.3313 0.03512 0.02494 -0.0247 0.9833 0.1279
-3.000 -0.2931 0.03356 0.02327 -0.0270 0.9742 0.1324
-2.750 -0.2527 0.03239 0.02184 -0.0291 0.9651 0.1359
-2.500 -0.2058 0.03145 0.02073 -0.0322 0.9563 0.1444
-2.250 -0.1698 0.03072 0.01994 -0.0337 0.9461 0.1580
-2.000 -0.1323 0.02996 0.01927 -0.0355 0.9367 0.1813
-1.750 -0.0111 0.02641 0.01877 -0.0473 0.9328 1.0000
-1.500 0.0218 0.02686 0.01873 -0.0495 0.9216 1.0000
-1.250 0.0593 0.02736 0.01883 -0.0524 0.9110 1.0000
-1.000 0.0782 0.02787 0.01905 -0.0520 0.8994 1.0000
-0.750 0.1044 0.02845 0.01935 -0.0528 0.8887 1.0000
-0.500 0.1458 0.02905 0.01967 -0.0559 0.8792 1.0000
-0.250 0.1591 0.02971 0.02015 -0.0545 0.8676 1.0000
0.000 0.1819 0.03042 0.02066 -0.0545 0.8572 1.0000
0.250 0.2241 0.03105 0.02110 -0.0575 0.8478 1.0000
0.500 0.2324 0.03190 0.02181 -0.0553 0.8365 1.0000
0.750 0.2544 0.03273 0.02251 -0.0551 0.8264 1.0000
1.000 0.2936 0.03341 0.02306 -0.0575 0.8168 1.0000
1.250 0.2986 0.03445 0.02401 -0.0549 0.8058 1.0000
1.500 0.3220 0.03539 0.02485 -0.0549 0.7963 1.0000
1.750 0.3513 0.03622 0.02560 -0.0557 0.7864 1.0000
2.000 0.3564 0.03746 0.02677 -0.0534 0.7763 1.0000
2.250 0.3890 0.03835 0.02761 -0.0546 0.7672 1.0000
2.500 0.3976 0.03961 0.02882 -0.0528 0.7573 1.0000
2.750 0.4120 0.04088 0.03004 -0.0519 0.7480 1.0000
3.000 0.4429 0.04185 0.03100 -0.0528 0.7390 1.0000
3.250 0.4418 0.04348 0.03259 -0.0502 0.7296 1.0000
3.500 0.4744 0.04450 0.03362 -0.0512 0.7206 1.0000
3.750 0.4745 0.04619 0.03529 -0.0490 0.7115 1.0000
4.000 0.4930 0.04760 0.03670 -0.0487 0.7027 1.0000
4.250 0.5102 0.04901 0.03813 -0.0483 0.6935 1.0000
4.500 0.5158 0.05080 0.03992 -0.0469 0.6848 1.0000
4.750 0.5563 0.05175 0.04096 -0.0484 0.6751 1.0000
5.000 0.5417 0.05410 0.04329 -0.0456 0.6664 1.0000
5.250 0.5621 0.05548 0.04471 -0.0452 0.6547 1.0000
5.500 0.5909 0.05654 0.04584 -0.0453 0.6418 1.0000
5.750 0.6211 0.05745 0.04686 -0.0453 0.6284 1.0000
6.000 0.6134 0.05980 0.04922 -0.0433 0.6170 1.0000
6.250 0.6244 0.06160 0.05108 -0.0425 0.6052 1.0000
6.500 0.6445 0.06307 0.05264 -0.0420 0.5928 1.0000
6.750 0.6712 0.06423 0.05393 -0.0418 0.5801 1.0000
7.000 0.6999 0.06515 0.05498 -0.0414 0.5663 1.0000
7.250 0.7067 0.06707 0.05698 -0.0403 0.5523 1.0000
7.500 0.7244 0.06837 0.05839 -0.0393 0.5372 1.0000
7.750 0.7436 0.06956 0.05970 -0.0383 0.5219 1.0000
8.000 0.7594 0.07099 0.06128 -0.0373 0.5068 1.0000
8.250 0.7725 0.07265 0.06305 -0.0363 0.4919 1.0000
8.500 0.7846 0.07443 0.06494 -0.0353 0.4770 1.0000
8.750 0.8088 0.07508 0.06577 -0.0340 0.4612 1.0000
9.000 0.8145 0.07707 0.06787 -0.0327 0.4443 1.0000
9.250 0.8166 0.07945 0.07033 -0.0317 0.4273 1.0000
9.500 1.1418 0.04249 0.03454 -0.0226 0.3694 1.0000
9.750 1.0007 0.05897 0.05086 -0.0190 0.3759 1.0000
10.000 0.9017 0.07596 0.06749 -0.0239 0.3648 1.0000
10.250 1.1901 0.04099 0.03252 -0.0128 0.2629 1.0000
10.500 1.1963 0.04228 0.03356 -0.0098 0.2353 1.0000
10.750 1.2073 0.04384 0.03479 -0.0076 0.2100 1.0000
11.000 1.2073 0.04605 0.03702 -0.0048 0.1929 1.0000
11.250 1.2129 0.04849 0.03947 -0.0027 0.1767 1.0000
11.500 1.2198 0.05113 0.04214 -0.0010 0.1630 1.0000
11.750 1.2294 0.05398 0.04502 0.0004 0.1514 1.0000
12.000 1.2460 0.05686 0.04785 0.0011 0.1402 1.0000
12.250 1.2276 0.06028 0.05166 0.0039 0.1379 1.0000
12.500 1.2105 0.06417 0.05587 0.0056 0.1356 1.0000
12.750 1.1936 0.06842 0.06038 0.0066 0.1335 1.0000
13.000 1.2093 0.07169 0.06361 0.0072 0.1266 1.0000
13.250 1.1821 0.07675 0.06893 0.0073 0.1265 1.0000
13.500 1.1535 0.08264 0.07504 0.0063 0.1268 1.0000
13.750 1.1250 0.08930 0.08188 0.0045 0.1274 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to BOEING-VERTOL VR-7 AIRFOIL (vr7-il)