A18 (original) (a18-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: A18 (original) (a18-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.99 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-a18-il-50000.txt Download as CSV file: xf-a18-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: A18 (original)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3172 0.10220 0.09553 -0.0249 1.0000 0.1971
-9.250 -0.3132 0.09842 0.09180 -0.0242 1.0000 0.2036
-9.000 -0.3191 0.09646 0.08992 -0.0239 1.0000 0.2120
-8.750 -0.3121 0.09236 0.08585 -0.0228 1.0000 0.2195
-8.500 -0.3236 0.09086 0.08447 -0.0222 1.0000 0.2269
-8.250 -0.3159 0.08659 0.08023 -0.0210 1.0000 0.2338
-8.000 -0.3296 0.08519 0.07897 -0.0195 1.0000 0.2411
-7.750 -0.3235 0.08118 0.07500 -0.0180 1.0000 0.2487
-7.500 -0.4116 0.09141 0.08489 -0.0209 1.0000 0.2429
-7.250 -0.4000 0.08715 0.08064 -0.0174 1.0000 0.2543
-7.000 -0.3951 0.08382 0.07737 -0.0164 1.0000 0.2636
-6.750 -0.3924 0.08102 0.07462 -0.0161 1.0000 0.2768
-6.500 -0.3883 0.07832 0.07198 -0.0151 1.0000 0.2948
-6.250 -0.3867 0.07624 0.06996 -0.0176 1.0000 0.3152
-6.000 -0.3798 0.07281 0.06654 -0.0142 1.0000 0.3319
-5.750 -0.3729 0.06986 0.06362 -0.0122 1.0000 0.3503
-5.500 -0.3673 0.06718 0.06098 -0.0115 1.0000 0.3756
-5.250 -0.3621 0.06447 0.05832 -0.0082 1.0000 0.4055
-5.000 -0.3568 0.06180 0.05568 -0.0050 1.0000 0.4364
-4.500 -0.1719 0.03986 0.03168 -0.0687 1.0000 0.2095
-4.250 -0.1231 0.03473 0.02556 -0.0762 1.0000 0.1985
-4.000 -0.0973 0.03293 0.02364 -0.0767 1.0000 0.2065
-3.750 -0.0621 0.03061 0.02073 -0.0792 1.0000 0.2117
-3.500 -0.0300 0.02871 0.01843 -0.0808 1.0000 0.2161
-3.250 -0.0006 0.02738 0.01681 -0.0815 1.0000 0.2250
-3.000 0.0284 0.02640 0.01554 -0.0822 1.0000 0.2421
-2.750 0.0576 0.02537 0.01439 -0.0828 1.0000 0.2585
-2.500 0.0859 0.02451 0.01352 -0.0831 1.0000 0.2808
-2.250 0.1133 0.02402 0.01310 -0.0832 1.0000 0.3212
-2.000 0.1426 0.02342 0.01252 -0.0835 1.0000 0.3867
-1.750 0.1719 0.02244 0.01205 -0.0838 1.0000 0.4909
-1.500 0.1950 0.02068 0.01163 -0.0819 1.0000 0.7351
-1.250 0.2070 0.02060 0.01129 -0.0799 1.0000 1.0000
-1.000 0.2317 0.02115 0.01146 -0.0803 1.0000 1.0000
-0.750 0.2549 0.02175 0.01179 -0.0804 1.0000 1.0000
-0.500 0.2771 0.02241 0.01226 -0.0806 1.0000 1.0000
-0.250 0.2988 0.02313 0.01285 -0.0807 1.0000 1.0000
0.000 0.3197 0.02393 0.01353 -0.0808 1.0000 1.0000
0.250 0.3401 0.02481 0.01432 -0.0810 1.0000 1.0000
0.500 0.3598 0.02576 0.01521 -0.0812 1.0000 1.0000
0.750 0.3789 0.02679 0.01620 -0.0814 1.0000 1.0000
1.000 0.3975 0.02790 0.01729 -0.0817 1.0000 1.0000
1.250 0.4312 0.02909 0.01847 -0.0848 0.9935 1.0000
1.500 0.4769 0.03021 0.01962 -0.0900 0.9788 1.0000
1.750 0.5207 0.03129 0.02075 -0.0946 0.9639 1.0000
2.000 0.5628 0.03231 0.02188 -0.0987 0.9489 1.0000
2.250 0.6029 0.03331 0.02298 -0.1023 0.9341 1.0000
2.500 0.6428 0.03424 0.02405 -0.1057 0.9188 1.0000
2.750 0.6944 0.03476 0.02479 -0.1103 0.9005 1.0000
3.000 0.7372 0.03487 0.02510 -0.1126 0.8753 1.0000
3.250 0.7899 0.03421 0.02471 -0.1152 0.8479 1.0000
3.500 0.8410 0.03343 0.02427 -0.1173 0.8249 1.0000
3.750 0.8877 0.03269 0.02388 -0.1186 0.8038 1.0000
4.000 0.9309 0.03172 0.02330 -0.1187 0.7811 1.0000
4.250 0.9806 0.02988 0.02186 -0.1184 0.7560 1.0000
4.500 1.0155 0.02848 0.02080 -0.1157 0.7213 1.0000
4.750 1.0535 0.02593 0.01850 -0.1112 0.6696 1.0000
5.000 1.0739 0.02466 0.01720 -0.1053 0.5965 1.0000
5.250 1.0853 0.02467 0.01680 -0.0991 0.4889 1.0000
5.500 1.0873 0.02616 0.01728 -0.0930 0.3576 1.0000
5.750 1.0872 0.02915 0.01900 -0.0883 0.2427 1.0000
6.000 1.1021 0.03323 0.02227 -0.0858 0.1642 1.0000
6.250 1.1282 0.03621 0.02509 -0.0846 0.1315 1.0000
6.500 1.1546 0.03886 0.02764 -0.0840 0.1140 1.0000
6.750 1.1837 0.04220 0.03137 -0.0832 0.1058 1.0000
7.000 1.2087 0.04561 0.03483 -0.0826 0.0990 1.0000
7.250 1.2257 0.04897 0.03887 -0.0805 0.0943 1.0000
7.500 1.2416 0.05288 0.04329 -0.0786 0.0921 1.0000
7.750 1.2520 0.05732 0.04829 -0.0762 0.0919 1.0000
8.000 1.2563 0.06213 0.05368 -0.0736 0.0928 1.0000
8.250 1.2553 0.06715 0.05922 -0.0708 0.0943 1.0000
8.500 1.2498 0.07221 0.06471 -0.0682 0.0957 1.0000
8.750 1.2419 0.07724 0.07007 -0.0657 0.0970 1.0000
9.000 1.2332 0.08232 0.07540 -0.0637 0.0982 1.0000
9.250 1.2265 0.08758 0.08087 -0.0621 0.0992 1.0000
9.500 1.1644 0.09253 0.08624 -0.0592 0.1038 1.0000
9.750 1.1246 0.09954 0.09341 -0.0610 0.1063 1.0000
10.000 1.0957 0.10759 0.10152 -0.0649 0.1090 1.0000
10.250 0.9240 0.10792 0.10207 -0.0523 0.1101 1.0000
10.500 0.9119 0.11446 0.10861 -0.0540 0.1121 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to A18 (original) (a18-il)