RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.92 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-r1046-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-r1046-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD 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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 0.0018 0.13701 0.12926 -0.1038 0.7709 0.0997
-12.500 -0.0018 0.13573 0.12800 -0.1060 0.7669 0.1005
-12.250 -0.0045 0.13405 0.12633 -0.1081 0.7634 0.1008
-12.000 0.0220 0.12821 0.12040 -0.1075 0.7600 0.1026
-11.750 0.0371 0.12497 0.11716 -0.1079 0.7561 0.1062
-11.500 0.0437 0.12256 0.11477 -0.1090 0.7523 0.1093
-11.250 0.0367 0.12139 0.11364 -0.1113 0.7491 0.1140
-11.000 0.0321 0.11971 0.11199 -0.1134 0.7461 0.1148
-10.750 0.0271 0.11781 0.11012 -0.1155 0.7433 0.1152
-10.500 0.0588 0.11240 0.10465 -0.1139 0.7400 0.1182
-10.250 0.0645 0.10980 0.10210 -0.1149 0.7365 0.1187
-10.000 0.0467 0.10231 0.09458 -0.1209 0.7341 0.0659
-9.750 0.0628 0.09967 0.09191 -0.1202 0.7309 0.0638
-9.500 0.0675 0.09668 0.08893 -0.1212 0.7283 0.0615
-9.250 0.0538 0.09176 0.08406 -0.1250 0.7262 0.0570
-9.000 0.0601 0.08911 0.08140 -0.1256 0.7240 0.0563
-8.750 0.0611 0.08649 0.07886 -0.1265 0.7208 0.0555
-8.500 0.0589 0.08363 0.07608 -0.1277 0.7177 0.0548
-8.250 0.0537 0.08049 0.07299 -0.1291 0.7146 0.0541
-8.000 0.0446 0.07700 0.06955 -0.1309 0.7118 0.0532
-7.750 0.0266 0.07348 0.06604 -0.1322 0.7092 0.0523
-7.500 0.0075 0.07002 0.06248 -0.1326 0.7070 0.0514
-7.250 -0.0166 0.06804 0.06050 -0.1310 0.7026 0.0507
-7.000 -0.0471 0.06516 0.05735 -0.1287 0.6987 0.0495
-6.750 -0.0495 0.06388 0.05604 -0.1268 0.6959 0.0501
-6.500 -0.0517 0.06216 0.05416 -0.1249 0.6934 0.0506
-6.250 -0.0493 0.06028 0.05207 -0.1234 0.6912 0.0515
-6.000 -0.0522 0.05911 0.05071 -0.1209 0.6882 0.0525
-5.750 -0.0738 0.05960 0.05118 -0.1156 0.6825 0.0525
-5.500 -0.0788 0.05865 0.05000 -0.1125 0.6790 0.0532
-5.250 -0.0764 0.05714 0.04815 -0.1102 0.6765 0.0541
-5.000 -0.0672 0.05527 0.04583 -0.1086 0.6746 0.0551
-4.750 -0.0507 0.05320 0.04324 -0.1075 0.6730 0.0560
-4.500 -0.0895 0.05561 0.04579 -0.0999 0.6661 0.0558
-4.250 -0.0908 0.05522 0.04508 -0.0967 0.6625 0.0565
-4.000 -0.0800 0.05455 0.04419 -0.0951 0.6602 0.0583
-3.750 -0.0633 0.05399 0.04348 -0.0941 0.6583 0.0613
-3.500 -0.0401 0.05290 0.04193 -0.0935 0.6568 0.0650
-3.250 -0.0142 0.05195 0.04082 -0.0934 0.6554 0.0689
-3.000 -0.0374 0.05384 0.04271 -0.0883 0.6499 0.0690
-2.750 -0.0287 0.05415 0.04287 -0.0865 0.6471 0.0730
-2.500 -0.0138 0.05412 0.04266 -0.0851 0.6449 0.0775
-2.250 0.0048 0.05406 0.04251 -0.0843 0.6428 0.0838
-2.000 0.0276 0.05381 0.04215 -0.0837 0.6410 0.0919
-1.750 0.0539 0.05355 0.04176 -0.0836 0.6393 0.1037
-1.500 0.0707 0.05380 0.04192 -0.0827 0.6371 0.1171
-1.250 0.0666 0.05506 0.04320 -0.0800 0.6336 0.1256
-1.000 0.0765 0.05566 0.04380 -0.0787 0.6309 0.1459
-0.750 0.0928 0.05580 0.04419 -0.0781 0.6282 0.1876
-0.500 0.1126 0.05535 0.04455 -0.0780 0.6260 0.3317
-0.250 0.1256 0.05462 0.04515 -0.0751 0.6242 0.6346
0.000 0.1812 0.05504 0.04594 -0.0797 0.6226 1.0000
0.250 0.2054 0.05583 0.04632 -0.0797 0.6212 1.0000
0.500 0.1923 0.05769 0.04808 -0.0765 0.6167 1.0000
0.750 0.2011 0.05888 0.04903 -0.0751 0.6132 1.0000
1.000 0.2163 0.05996 0.04984 -0.0744 0.6106 1.0000
1.250 0.2344 0.06100 0.05063 -0.0739 0.6086 1.0000
1.500 0.2565 0.06194 0.05130 -0.0738 0.6066 1.0000
1.750 0.2828 0.06279 0.05189 -0.0739 0.6048 1.0000
2.000 0.2768 0.06453 0.05354 -0.0716 0.6001 1.0000
2.250 0.2857 0.06591 0.05479 -0.0706 0.5970 1.0000
2.500 0.3009 0.06710 0.05581 -0.0700 0.5941 1.0000
2.750 0.3215 0.06815 0.05667 -0.0698 0.5915 1.0000
3.000 0.3462 0.06911 0.05745 -0.0699 0.5893 1.0000
3.250 0.3578 0.07050 0.05871 -0.0691 0.5861 1.0000
3.500 0.3588 0.07215 0.06031 -0.0675 0.5818 1.0000
3.750 0.3728 0.07342 0.06147 -0.0669 0.5781 1.0000
4.000 0.3931 0.07454 0.06246 -0.0668 0.5752 1.0000
4.250 0.4173 0.07562 0.06341 -0.0669 0.5730 1.0000
4.500 0.4252 0.07716 0.06489 -0.0660 0.5690 1.0000
4.750 0.4299 0.07871 0.06640 -0.0648 0.5639 1.0000
5.000 0.4462 0.08002 0.06763 -0.0645 0.5606 1.0000
5.250 0.4671 0.08127 0.06880 -0.0645 0.5581 1.0000
5.500 0.4937 0.08236 0.06980 -0.0648 0.5559 1.0000
5.750 0.4865 0.08431 0.07177 -0.0631 0.5494 1.0000
6.000 0.5009 0.08569 0.07310 -0.0627 0.5452 1.0000
6.250 0.5228 0.08689 0.07425 -0.0628 0.5422 1.0000
6.500 0.5505 0.08797 0.07527 -0.0632 0.5399 1.0000
6.750 0.5412 0.08998 0.07731 -0.0614 0.5322 1.0000
7.000 0.5594 0.09126 0.07857 -0.0613 0.5282 1.0000
7.250 0.5852 0.09234 0.07961 -0.0616 0.5253 1.0000
7.500 0.5838 0.09425 0.08155 -0.0605 0.5186 1.0000
7.750 0.5982 0.09570 0.08300 -0.0602 0.5140 1.0000
8.000 0.6222 0.09681 0.08410 -0.0604 0.5107 1.0000
8.250 0.6252 0.09866 0.08599 -0.0597 0.5043 1.0000
8.500 0.6383 0.10015 0.08750 -0.0594 0.4992 1.0000
8.750 0.6624 0.10123 0.08858 -0.0596 0.4958 1.0000
9.000 0.6637 0.10319 0.09061 -0.0589 0.4887 1.0000
9.250 0.6796 0.10457 0.09202 -0.0588 0.4837 1.0000
9.500 0.7053 0.10555 0.09302 -0.0590 0.4806 1.0000
9.750 0.7021 0.10778 0.09531 -0.0583 0.4723 1.0000
10.000 0.7227 0.10891 0.09648 -0.0583 0.4679 1.0000
10.250 0.7317 0.11066 0.09831 -0.0581 0.4619 1.0000
10.500 0.7429 0.11227 0.09998 -0.0579 0.4556 1.0000
10.750 0.7685 0.11308 0.10083 -0.0581 0.4521 1.0000
11.000 0.7659 0.11550 0.10334 -0.0577 0.4434 1.0000
11.250 0.7877 0.11646 0.10438 -0.0578 0.4390 1.0000
11.500 0.7916 0.11859 0.10658 -0.0576 0.4315 1.0000
11.750 0.8081 0.11987 0.10794 -0.0576 0.4260 1.0000
12.000 0.8281 0.12092 0.10908 -0.0577 0.4216 1.0000
12.250 0.8300 0.12319 0.11145 -0.0576 0.4129 1.0000
12.500 0.8558 0.12373 0.11208 -0.0577 0.4093 1.0000
12.750 0.8529 0.12642 0.11486 -0.0576 0.3996 1.0000
13.000 0.8765 0.12702 0.11558 -0.0577 0.3955 1.0000
13.500 0.8984 0.13014 0.11890 -0.0577 0.3813 1.0000
13.750 0.8990 0.13281 0.12168 -0.0580 0.3723 1.0000
14.000 0.9198 0.13334 0.12234 -0.0579 0.3671 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RONCZ 1046 VOYAGER CANARD AIRFOIL (r1046-il)