Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 11.01 at α=15.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-griffith30symsuction-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-griffith30symsuction-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Griffith 30% Suction Airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.8322 0.11734 0.11050 -0.0929 0.9543 0.1100
-19.500 -0.8485 0.11429 0.10743 -0.0911 0.9528 0.1148
-19.250 -0.8606 0.11143 0.10447 -0.0896 0.9511 0.1205
-19.000 -0.8726 0.10842 0.10147 -0.0885 0.9493 0.1262
-18.750 -0.8798 0.10557 0.09851 -0.0880 0.9472 0.1335
-18.500 -0.8851 0.10274 0.09567 -0.0879 0.9450 0.1406
-18.250 -0.8868 0.10010 0.09290 -0.0882 0.9432 0.1490
-17.750 -0.8924 0.09517 0.08780 -0.0870 0.9327 0.1649
-17.500 -0.8938 0.09305 0.08566 -0.0864 0.9302 0.1725
-15.500 -0.8747 0.07984 0.07171 -0.0794 0.8896 0.2378
-15.000 -0.8556 0.07880 0.07059 -0.0768 0.8792 0.2498
-14.750 -0.8421 0.07828 0.07002 -0.0765 0.8771 0.2567
-14.250 -0.8297 0.07721 0.06878 -0.0726 0.8677 0.2685
-14.000 -0.8080 0.07725 0.06887 -0.0730 0.8656 0.2758
-13.750 -0.8045 0.07686 0.06845 -0.0703 0.8602 0.2822
-13.500 -0.7941 0.07627 0.06773 -0.0692 0.8562 0.2894
-13.000 -0.7741 0.07623 0.06782 -0.0656 0.8494 0.3054
-12.750 -0.7627 0.07587 0.06744 -0.0644 0.8465 0.3156
-12.500 -0.7429 0.07594 0.06761 -0.0645 0.8450 0.3283
-12.000 -0.7285 0.07573 0.06749 -0.0597 0.8371 0.3513
-11.500 -0.7037 0.07592 0.06775 -0.0565 0.8293 0.3774
-11.250 -0.6777 0.07633 0.06818 -0.0573 0.8277 0.3940
-11.000 -0.6803 0.07629 0.06819 -0.0528 0.8228 0.4077
-10.750 -0.6476 0.07734 0.06930 -0.0540 0.8206 0.4232
-10.500 -0.6431 0.07720 0.06916 -0.0510 0.8154 0.4386
-10.250 -0.5994 0.07904 0.07108 -0.0528 0.8091 0.4513
-10.000 -0.5723 0.07982 0.07186 -0.0531 0.8070 0.4659
-9.750 -0.5455 0.08135 0.07342 -0.0524 0.8023 0.4742
-9.500 -0.5258 0.08158 0.07360 -0.0520 0.8005 0.4880
-9.250 -0.5019 0.08295 0.07496 -0.0509 0.7964 0.4935
-9.000 -0.4782 0.08373 0.07570 -0.0507 0.7943 0.5028
-8.750 -0.4557 0.08401 0.07590 -0.0508 0.7931 0.5140
-8.500 -0.4506 0.08480 0.07669 -0.0472 0.7892 0.5204
-8.250 -0.4463 0.08427 0.07609 -0.0449 0.7875 0.5345
-8.000 -0.4191 0.08533 0.07709 -0.0451 0.7863 0.5395
-7.750 -0.4317 0.08433 0.07605 -0.0403 0.7834 0.5550
-7.500 -0.4122 0.08543 0.07711 -0.0392 0.7813 0.5585
-7.250 -0.3912 0.08622 0.07784 -0.0386 0.7798 0.5643
-7.000 -0.3879 0.08556 0.07710 -0.0363 0.7786 0.5779
-6.500 -0.3726 0.08606 0.07752 -0.0314 0.7727 0.5939
-6.250 -0.3535 0.08655 0.07796 -0.0308 0.7711 0.5996
-6.000 -0.3263 0.08746 0.07881 -0.0312 0.7699 0.6037
-5.750 -0.3362 0.08682 0.07812 -0.0266 0.7678 0.6175
-5.500 -0.3184 0.08807 0.07936 -0.0253 0.7653 0.6203
-5.250 -0.2967 0.08910 0.08037 -0.0248 0.7635 0.6248
-5.000 -0.2992 0.08876 0.07997 -0.0213 0.7619 0.6370
-4.750 -0.2682 0.08988 0.08105 -0.0223 0.7608 0.6397
-4.250 -0.2571 0.09050 0.08162 -0.0170 0.7561 0.6550
-4.000 -0.2297 0.09155 0.08266 -0.0174 0.7537 0.6575
-3.750 -0.2037 0.09245 0.08354 -0.0178 0.7522 0.6613
-3.500 -0.2054 0.09221 0.08324 -0.0144 0.7508 0.6717
-3.250 -0.1748 0.09281 0.08382 -0.0157 0.7499 0.6735
-3.000 -0.1554 0.09331 0.08431 -0.0153 0.7481 0.6758
-2.750 -0.1497 0.09382 0.08482 -0.0128 0.7454 0.6793
-2.500 -0.1595 0.09347 0.08444 -0.0082 0.7433 0.6874
-2.250 -0.1331 0.09390 0.08485 -0.0089 0.7414 0.6891
-2.000 -0.1056 0.09419 0.08513 -0.0098 0.7398 0.6915
-1.750 -0.0822 0.09437 0.08529 -0.0102 0.7386 0.6949
-1.500 -0.0985 0.09432 0.08522 -0.0045 0.7355 0.7018
-1.250 -0.0815 0.09482 0.08574 -0.0038 0.7331 0.7034
-1.000 -0.0621 0.09523 0.08614 -0.0036 0.7312 0.7057
-0.750 -0.0420 0.09543 0.08634 -0.0034 0.7292 0.7095
-0.500 -0.0278 0.09544 0.08633 -0.0022 0.7275 0.7156
-0.250 -0.0084 0.09602 0.08694 -0.0019 0.7248 0.7180
0.000 0.0000 0.09647 0.08741 0.0000 0.7212 0.7213
0.250 0.0084 0.09602 0.08693 0.0019 0.7180 0.7248
0.500 0.0278 0.09544 0.08633 0.0022 0.7156 0.7275
0.750 0.0420 0.09543 0.08634 0.0034 0.7095 0.7292
1.000 0.0620 0.09522 0.08614 0.0036 0.7057 0.7312
1.250 0.0814 0.09482 0.08573 0.0039 0.7034 0.7331
1.500 0.0983 0.09431 0.08521 0.0045 0.7018 0.7355
1.750 0.0823 0.09436 0.08527 0.0102 0.6950 0.7386
2.000 0.1057 0.09418 0.08512 0.0098 0.6915 0.7398
2.250 0.1330 0.09388 0.08483 0.0089 0.6891 0.7414
2.500 0.1594 0.09346 0.08442 0.0082 0.6874 0.7433
2.750 0.1497 0.09380 0.08480 0.0128 0.6794 0.7454
3.000 0.1546 0.09328 0.08428 0.0155 0.6759 0.7483
3.250 0.1748 0.09279 0.08380 0.0157 0.6735 0.7499
3.500 0.2053 0.09219 0.08322 0.0144 0.6718 0.7509
3.750 0.2037 0.09243 0.08352 0.0178 0.6613 0.7523
4.000 0.2296 0.09153 0.08264 0.0175 0.6576 0.7538
4.250 0.2567 0.09049 0.08161 0.0171 0.6551 0.7562
4.500 0.2395 0.09080 0.08194 0.0231 0.6440 0.7599
4.750 0.2682 0.08985 0.08103 0.0223 0.6398 0.7608
5.000 0.2991 0.08874 0.07995 0.0213 0.6371 0.7620
5.250 0.2967 0.08907 0.08034 0.0249 0.6249 0.7636
5.500 0.3180 0.08805 0.07933 0.0254 0.6204 0.7654
5.750 0.3346 0.08680 0.07809 0.0269 0.6175 0.7680
6.000 0.3265 0.08743 0.07877 0.0312 0.6038 0.7700
6.250 0.3535 0.08653 0.07793 0.0308 0.5997 0.7711
6.500 0.3703 0.08617 0.07763 0.0317 0.5933 0.7728
6.750 0.3703 0.08648 0.07799 0.0350 0.5820 0.7758
7.000 0.3880 0.08553 0.07707 0.0363 0.5780 0.7786
7.250 0.3915 0.08617 0.07779 0.0386 0.5645 0.7799
7.500 0.4120 0.08540 0.07707 0.0392 0.5586 0.7814
7.750 0.4308 0.08430 0.07601 0.0404 0.5551 0.7836
8.000 0.4195 0.08528 0.07703 0.0451 0.5396 0.7864
8.250 0.4464 0.08423 0.07605 0.0449 0.5345 0.7876
8.500 0.4505 0.08474 0.07663 0.0472 0.5206 0.7894
8.750 0.4563 0.08396 0.07585 0.0507 0.5141 0.7931
9.000 0.4789 0.08365 0.07561 0.0506 0.5030 0.7944
9.250 0.5016 0.08290 0.07491 0.0510 0.4936 0.7966
9.500 0.5264 0.08152 0.07354 0.0519 0.4880 0.8006
9.750 0.5455 0.08129 0.07335 0.0524 0.4744 0.8025
10.000 0.5729 0.07975 0.07178 0.0530 0.4660 0.8071
10.250 0.5993 0.07896 0.07100 0.0528 0.4515 0.8093
10.500 0.6434 0.07713 0.06909 0.0510 0.4387 0.8157
10.750 0.6490 0.07723 0.06918 0.0538 0.4232 0.8207
11.000 0.6809 0.07619 0.06808 0.0528 0.4078 0.8232
11.250 0.6793 0.07620 0.06805 0.0570 0.3940 0.8278
11.500 0.7049 0.07581 0.06763 0.0563 0.3775 0.8296
11.750 0.7054 0.07577 0.06752 0.0604 0.3656 0.8357
12.000 0.7299 0.07560 0.06736 0.0596 0.3512 0.8373
12.250 0.7496 0.07536 0.06702 0.0600 0.3383 0.8407
12.500 0.7445 0.07580 0.06747 0.0643 0.3281 0.8451
12.750 0.7641 0.07573 0.06730 0.0642 0.3155 0.8468
13.000 0.7726 0.07614 0.06772 0.0660 0.3056 0.8506
13.500 0.7955 0.07614 0.06761 0.0690 0.2893 0.8565
14.000 0.8102 0.07709 0.06871 0.0727 0.2757 0.8659
14.250 0.8313 0.07706 0.06863 0.0724 0.2684 0.8682
14.500 0.8314 0.07744 0.06902 0.0761 0.2635 0.8760
14.750 0.8443 0.07812 0.06986 0.0762 0.2565 0.8774
15.000 0.8574 0.07864 0.07043 0.0766 0.2497 0.8798
15.250 0.8645 0.07885 0.07057 0.0792 0.2443 0.8882
15.500 0.8771 0.07969 0.07156 0.0791 0.2376 0.8900
15.750 0.8836 0.08088 0.07289 0.0799 0.2305 0.8935
16.250 0.8954 0.08323 0.07536 0.0818 0.2150 0.9047
16.750 0.8990 0.08658 0.07882 0.0838 0.1981 0.9167
17.000 0.8956 0.08873 0.08114 0.0850 0.1893 0.9201
17.250 0.8975 0.09067 0.08307 0.0856 0.1811 0.9288
17.500 0.8966 0.09289 0.08548 0.0860 0.1721 0.9308
17.750 0.8948 0.09499 0.08761 0.0867 0.1646 0.9337
18.250 0.8900 0.09990 0.09269 0.0877 0.1487 0.9437
18.500 0.8881 0.10255 0.09547 0.0875 0.1402 0.9457
18.750 0.8825 0.10536 0.09829 0.0877 0.1331 0.9479
19.000 0.8744 0.10818 0.10122 0.0885 0.1260 0.9500
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Griffith 30% Suction Airfoil (griffith30symsuction-il)