YS-900 (ys900-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: YS-900 (ys900-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.39 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ys900-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-ys900-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: YS-900
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.5751 0.13286 0.12602 -0.0210 1.0000 0.0972
-11.000 -0.5767 0.12957 0.12277 -0.0214 1.0000 0.1006
-10.750 -0.5988 0.12752 0.12087 -0.0252 1.0000 0.1049
-10.500 -0.5922 0.12272 0.11609 -0.0239 1.0000 0.1068
-10.250 -0.5870 0.11883 0.11222 -0.0228 1.0000 0.1100
-10.000 -0.5905 0.11544 0.10887 -0.0231 1.0000 0.1132
-9.500 -0.5085 0.09980 0.09367 -0.0292 1.0000 0.0738
-9.250 -0.5212 0.09340 0.08727 -0.0335 1.0000 0.0516
-9.000 -0.5401 0.08895 0.08284 -0.0355 1.0000 0.0523
-8.750 -0.5589 0.08529 0.07919 -0.0352 1.0000 0.0525
-8.500 -0.5804 0.08224 0.07611 -0.0332 1.0000 0.0527
-8.250 -0.6028 0.07976 0.07361 -0.0297 1.0000 0.0529
-7.250 -0.7022 0.07407 0.06738 -0.0133 1.0000 0.0458
-7.000 -0.7056 0.07096 0.06394 -0.0095 1.0000 0.0387
-6.750 -0.7075 0.06732 0.06020 -0.0064 1.0000 0.0365
-6.500 -0.7091 0.06404 0.05675 -0.0029 1.0000 0.0347
-6.250 -0.7090 0.06072 0.05316 0.0008 1.0000 0.0326
-6.000 -0.7068 0.05752 0.04958 0.0048 1.0000 0.0305
-5.750 -0.6958 0.05642 0.04777 0.0094 1.0000 0.0277
-5.500 -0.6910 0.05222 0.04344 0.0122 1.0000 0.0267
-5.250 -0.6836 0.04905 0.03998 0.0155 1.0000 0.0259
-5.000 -0.6738 0.04613 0.03672 0.0186 1.0000 0.0251
-4.750 -0.6613 0.04336 0.03340 0.0216 1.0000 0.0245
-4.500 -0.6461 0.04069 0.03030 0.0244 1.0000 0.0236
-4.250 -0.6277 0.03823 0.02741 0.0268 1.0000 0.0230
-4.000 -0.6058 0.03589 0.02462 0.0286 1.0000 0.0223
-3.750 -0.5800 0.03366 0.02196 0.0299 1.0000 0.0219
-3.500 -0.5496 0.03160 0.01949 0.0304 1.0000 0.0213
-3.250 -0.5142 0.02978 0.01732 0.0299 1.0000 0.0213
-2.750 -0.1734 0.02531 0.01400 -0.0201 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1583 0.02507 0.01345 -0.0182 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1431 0.02487 0.01299 -0.0163 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1276 0.02469 0.01259 -0.0144 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1121 0.02454 0.01230 -0.0126 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0963 0.02441 0.01202 -0.0108 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0805 0.02431 0.01182 -0.0090 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0644 0.02423 0.01155 -0.0071 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0484 0.02416 0.01140 -0.0053 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0323 0.02412 0.01128 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0161 0.02409 0.01122 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02408 0.01120 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0162 0.02409 0.01122 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0323 0.02411 0.01129 0.0036 1.0000 1.0000
0.750 0.0484 0.02416 0.01140 0.0053 1.0000 1.0000
1.000 0.0644 0.02422 0.01155 0.0071 1.0000 1.0000
1.250 0.0806 0.02431 0.01182 0.0090 1.0000 1.0000
1.500 0.0964 0.02441 0.01203 0.0108 1.0000 1.0000
1.750 0.1122 0.02453 0.01229 0.0126 1.0000 1.0000
2.000 0.1277 0.02468 0.01259 0.0144 1.0000 1.0000
2.250 0.1432 0.02486 0.01300 0.0163 1.0000 1.0000
2.500 0.1584 0.02506 0.01344 0.0182 1.0000 1.0000
2.750 0.1736 0.02529 0.01403 0.0202 1.0000 1.0000
3.000 0.1887 0.02556 0.01472 0.0223 1.0000 1.0000
3.250 0.5140 0.02977 0.01729 -0.0298 0.0212 1.0000
3.500 0.5497 0.03161 0.01951 -0.0304 0.0215 1.0000
3.750 0.5799 0.03365 0.02195 -0.0299 0.0219 1.0000
4.000 0.6057 0.03584 0.02457 -0.0286 0.0223 1.0000
4.250 0.6275 0.03818 0.02735 -0.0268 0.0230 1.0000
4.500 0.6461 0.04075 0.03037 -0.0243 0.0237 1.0000
4.750 0.6613 0.04332 0.03335 -0.0217 0.0244 1.0000
5.000 0.6737 0.04613 0.03671 -0.0186 0.0251 1.0000
5.250 0.6836 0.04905 0.03998 -0.0154 0.0259 1.0000
5.500 0.6909 0.05224 0.04346 -0.0123 0.0267 1.0000
5.750 0.6961 0.05614 0.04751 -0.0093 0.0276 1.0000
6.000 0.7069 0.05749 0.04956 -0.0049 0.0305 1.0000
6.250 0.7090 0.06073 0.05317 -0.0008 0.0326 1.0000
6.500 0.7090 0.06402 0.05672 0.0029 0.0346 1.0000
6.750 0.7075 0.06737 0.06026 0.0064 0.0366 1.0000
7.000 0.7056 0.07087 0.06386 0.0095 0.0385 1.0000
7.250 0.7023 0.07406 0.06737 0.0133 0.0458 1.0000
7.500 0.6957 0.07762 0.07102 0.0164 0.0494 1.0000
8.000 0.5924 0.07365 0.06757 0.0288 0.0442 1.0000
8.500 0.5535 0.08028 0.07422 0.0335 0.0453 1.0000
8.750 0.5369 0.08434 0.07827 0.0338 0.0459 1.0000
9.000 0.5229 0.08888 0.08278 0.0328 0.0469 1.0000
9.250 0.5128 0.09354 0.08740 0.0315 0.0483 1.0000
9.750 0.5053 0.10644 0.10033 0.0258 0.1215 1.0000
10.000 0.5033 0.11034 0.10420 0.0259 0.1204 1.0000
10.250 0.5068 0.11451 0.10837 0.0267 0.1191 1.0000
10.500 0.4849 0.11753 0.11126 0.0245 0.1127 1.0000
10.750 0.4815 0.12093 0.11462 0.0243 0.1102 1.0000
11.000 0.4819 0.12439 0.11807 0.0246 0.1079 1.0000
11.250 0.4948 0.12899 0.12270 0.0265 0.1056 1.0000
11.500 0.4838 0.13188 0.12551 0.0251 0.1045 1.0000
11.750 0.4677 0.13381 0.12736 0.0232 0.0999 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to YS-900 (ys900-il)