Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.46 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-eiffel10-il-50000.txt Download as CSV file: xf-eiffel10-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.4182 0.11835 0.11074 -0.0036 1.0000 0.0826
-8.500 -0.4143 0.11765 0.11012 -0.0062 1.0000 0.0838
-8.250 -0.4082 0.11779 0.11033 -0.0112 1.0000 0.0844
-8.000 -0.3971 0.11224 0.10486 -0.0104 1.0000 0.0855
-7.750 -0.3854 0.10706 0.09971 -0.0089 1.0000 0.0878
-7.500 -0.3746 0.10393 0.09664 -0.0099 1.0000 0.0904
-7.250 -0.3634 0.10135 0.09412 -0.0119 1.0000 0.0932
-7.000 -0.3499 0.09976 0.09259 -0.0163 1.0000 0.0962
-6.750 -0.3266 0.10078 0.09362 -0.0274 1.0000 0.0978
-6.500 -0.3220 0.09409 0.08707 -0.0221 1.0000 0.0994
-6.250 -0.3113 0.09017 0.08322 -0.0212 1.0000 0.1025
-6.000 -0.2966 0.08743 0.08055 -0.0231 1.0000 0.1066
-5.750 -0.2690 0.08698 0.08010 -0.0322 1.0000 0.1114
-5.500 -0.2555 0.08323 0.07646 -0.0333 1.0000 0.1133
-5.250 -0.2481 0.07929 0.07264 -0.0308 1.0000 0.1167
-5.000 -0.2320 0.07678 0.07020 -0.0326 1.0000 0.1222
-4.750 -0.1985 0.07575 0.06916 -0.0416 1.0000 0.1278
-4.500 -0.1963 0.07169 0.06526 -0.0376 1.0000 0.1310
-4.250 -0.1809 0.06929 0.06295 -0.0386 1.0000 0.1377
-4.000 -0.1534 0.06735 0.06102 -0.0440 1.0000 0.1444
-3.750 -0.1462 0.06441 0.05821 -0.0419 1.0000 0.1499
-3.500 -0.1155 0.06270 0.05650 -0.0476 1.0000 0.1601
-3.250 -0.1073 0.05987 0.05380 -0.0456 1.0000 0.1671
-3.000 -0.0825 0.05770 0.05168 -0.0488 1.0000 0.1782
-2.750 -0.0570 0.05573 0.04975 -0.0519 1.0000 0.1925
-2.500 -0.0358 0.05352 0.04762 -0.0534 1.0000 0.2086
-2.250 -0.0179 0.05114 0.04536 -0.0538 1.0000 0.2265
-2.000 0.0078 0.04935 0.04364 -0.0562 1.0000 0.2564
-1.750 0.0264 0.04710 0.04154 -0.0565 1.0000 0.2897
-1.500 0.0404 0.04457 0.03923 -0.0552 1.0000 0.3276
-0.750 0.1902 0.02939 0.02516 -0.0600 0.9219 0.6661
-0.500 0.2488 0.02578 0.02160 -0.0623 0.8472 0.7108
-0.250 0.3014 0.02408 0.01951 -0.0660 0.7352 0.7093
0.000 0.3595 0.02730 0.01928 -0.0749 0.1423 0.6410
0.250 0.4761 0.03136 0.02169 -0.0959 0.1214 0.3360
0.500 0.5239 0.03132 0.02109 -0.0983 0.1158 0.2322
0.750 0.5609 0.03128 0.02063 -0.0987 0.1115 0.1869
1.000 0.5932 0.03108 0.02022 -0.0985 0.1089 0.1673
1.250 0.6244 0.03103 0.01995 -0.0980 0.1075 0.1544
1.500 0.6550 0.03112 0.01978 -0.0971 0.1072 0.1442
1.750 0.6836 0.03130 0.01971 -0.0958 0.1074 0.1385
2.000 0.7126 0.03156 0.01971 -0.0943 0.1081 0.1337
2.250 0.7424 0.03204 0.01990 -0.0927 0.1090 0.1310
2.500 0.7729 0.03284 0.02044 -0.0913 0.1101 0.1314
2.750 0.8033 0.03296 0.02064 -0.0899 0.1127 0.1359
3.000 0.8347 0.03362 0.02146 -0.0888 0.1164 0.1475
3.250 0.8665 0.03480 0.02279 -0.0879 0.1206 0.1722
3.500 0.8946 0.03522 0.02444 -0.0868 0.1241 1.0000
3.750 0.9256 0.03635 0.02548 -0.0852 0.1299 1.0000
4.000 0.9560 0.03857 0.02774 -0.0841 0.1380 1.0000
4.250 0.9866 0.04036 0.02988 -0.0829 0.1485 1.0000
4.500 1.0153 0.04420 0.03356 -0.0824 0.1573 1.0000
4.750 1.0449 0.04656 0.03652 -0.0813 0.1729 1.0000
5.000 1.0749 0.04885 0.03993 -0.0806 0.1988 1.0000
5.250 1.1033 0.05342 0.04540 -0.0813 0.2335 1.0000
5.500 1.1268 0.06273 0.05603 -0.0879 0.3055 1.0000
6.250 0.9296 0.10786 0.10315 -0.1424 0.5759 1.0000
6.500 0.9239 0.11119 0.10631 -0.1412 0.5645 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Eiffel 10 (Wright) - 1903 Wright Flyer airfoil (eiffel10-il)