Ornithopter airfoil. (s1020-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Ornithopter airfoil. (s1020-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 49.76 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s1020-il-100000.txt Download as CSV file: xf-s1020-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Ornithopter 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3153 0.10803 0.10387 -0.0522 0.9690 0.1287
-7.750 -0.3079 0.10489 0.10073 -0.0556 0.9635 0.1358
-7.500 -0.3584 0.10254 0.09852 -0.0620 0.9515 0.1388
-7.250 -0.3006 0.09808 0.09396 -0.0598 0.9512 0.1443
-7.000 -0.3045 0.09571 0.09162 -0.0601 0.9432 0.1496
-6.500 -0.3171 0.08938 0.08538 -0.0631 0.9278 0.1590
-5.750 -0.3339 0.05307 0.04736 -0.0977 0.9041 0.0782
-5.500 -0.3057 0.04696 0.04018 -0.1009 0.8991 0.0669
-5.250 -0.2690 0.04317 0.03595 -0.1041 0.8957 0.0647
-5.000 -0.2422 0.04074 0.03306 -0.1049 0.8902 0.0634
-4.750 -0.2140 0.03878 0.03070 -0.1056 0.8845 0.0630
-4.500 -0.1741 0.03700 0.02853 -0.1078 0.8809 0.0643
-4.250 -0.1488 0.03618 0.02742 -0.1076 0.8746 0.0669
-4.000 -0.1201 0.03486 0.02602 -0.1080 0.8690 0.0702
-3.750 -0.0807 0.03370 0.02489 -0.1100 0.8655 0.0749
-3.500 -0.0606 0.03326 0.02436 -0.1089 0.8583 0.0804
-3.250 -0.0290 0.03233 0.02352 -0.1098 0.8530 0.0941
-3.000 0.0143 0.02955 0.02224 -0.1141 0.8504 0.3269
-2.750 0.0310 0.02985 0.02287 -0.1125 0.8424 0.4478
-2.500 0.0598 0.03031 0.02346 -0.1122 0.8369 0.5305
-2.250 0.0981 0.03052 0.02364 -0.1130 0.8337 0.5796
-2.000 0.1039 0.03118 0.02430 -0.1095 0.8236 0.6029
-1.750 0.1392 0.03124 0.02431 -0.1100 0.8198 0.6353
-1.500 0.1497 0.03182 0.02488 -0.1073 0.8108 0.6562
-1.250 0.1807 0.03186 0.02486 -0.1073 0.8059 0.6825
-1.000 0.2192 0.03167 0.02460 -0.1083 0.8032 0.7082
-0.750 0.2214 0.03245 0.02538 -0.1047 0.7924 0.7253
-0.500 0.2570 0.03220 0.02509 -0.1053 0.7890 0.7480
-0.250 0.2628 0.03291 0.02581 -0.1022 0.7793 0.7661
0.000 0.2942 0.03276 0.02560 -0.1024 0.7750 0.7893
0.250 0.3317 0.03231 0.02511 -0.1031 0.7725 0.8128
0.500 0.3296 0.03327 0.02610 -0.0991 0.7610 0.8345
0.750 0.3630 0.03279 0.02561 -0.0991 0.7581 0.8644
1.000 0.3608 0.03362 0.02652 -0.0949 0.7474 0.9004
1.250 0.4130 0.03307 0.02597 -0.0993 0.7439 1.0000
1.500 0.4708 0.03271 0.02542 -0.1053 0.7420 1.0000
1.750 0.4802 0.03424 0.02684 -0.1049 0.7302 1.0000
2.000 0.5292 0.03388 0.02633 -0.1086 0.7277 1.0000
2.250 0.5356 0.03544 0.02781 -0.1071 0.7166 1.0000
2.500 0.5785 0.03516 0.02743 -0.1094 0.7134 1.0000
2.750 0.6257 0.03458 0.02676 -0.1121 0.7115 1.0000
3.000 0.6243 0.03650 0.02864 -0.1093 0.6992 1.0000
3.250 0.6692 0.03593 0.02801 -0.1115 0.6970 1.0000
3.500 0.7171 0.03510 0.02713 -0.1139 0.6955 1.0000
3.750 0.7112 0.03734 0.02937 -0.1107 0.6824 1.0000
4.000 0.7116 0.03930 0.03132 -0.1082 0.6708 1.0000
4.250 0.7531 0.03873 0.03072 -0.1097 0.6679 1.0000
4.500 0.7820 0.03895 0.03095 -0.1099 0.6627 1.0000
4.750 0.8512 0.03640 0.02839 -0.1140 0.6653 1.0000
5.000 0.8022 0.04177 0.03378 -0.1069 0.6438 1.0000
5.250 0.8347 0.04163 0.03365 -0.1074 0.6387 1.0000
5.500 0.8804 0.04047 0.03254 -0.1089 0.6367 1.0000
5.750 0.9322 0.03879 0.03089 -0.1109 0.6358 1.0000
6.000 0.9889 0.03696 0.02913 -0.1137 0.6351 1.0000
6.250 0.9185 0.04413 0.03632 -0.1049 0.6096 1.0000
6.500 0.9646 0.04264 0.03488 -0.1061 0.6074 1.0000
6.750 1.0191 0.04046 0.03277 -0.1080 0.6065 1.0000
7.000 1.0821 0.03792 0.03034 -0.1111 0.6058 1.0000
7.250 1.1535 0.03525 0.02777 -0.1157 0.6048 1.0000
7.500 1.0866 0.04125 0.03380 -0.1057 0.5841 1.0000
7.750 1.1747 0.03696 0.02966 -0.1112 0.5858 1.0000
8.000 1.1989 0.03695 0.02974 -0.1104 0.5773 1.0000
8.250 1.2919 0.03333 0.02626 -0.1180 0.5750 1.0000
8.500 1.2796 0.03506 0.02808 -0.1125 0.5630 1.0000
8.750 1.3830 0.03143 0.02458 -0.1222 0.5574 1.0000
9.000 1.3811 0.03230 0.02554 -0.1175 0.5458 1.0000
9.250 1.3906 0.03279 0.02614 -0.1146 0.5345 1.0000
9.500 1.4326 0.03183 0.02527 -0.1160 0.5232 1.0000
9.750 1.4728 0.03095 0.02446 -0.1171 0.5102 1.0000
10.000 1.5001 0.03055 0.02410 -0.1164 0.4962 1.0000
10.250 1.5172 0.03049 0.02408 -0.1143 0.4815 1.0000
10.500 1.5255 0.03075 0.02441 -0.1110 0.4666 1.0000
10.750 1.5319 0.03112 0.02483 -0.1075 0.4512 1.0000
11.000 1.5325 0.03175 0.02554 -0.1034 0.4353 1.0000
11.250 1.5284 0.03265 0.02650 -0.0989 0.4189 1.0000
11.500 1.5226 0.03376 0.02767 -0.0945 0.4017 1.0000
11.750 1.5161 0.03504 0.02900 -0.0904 0.3834 1.0000
12.000 1.5100 0.03643 0.03038 -0.0866 0.3637 1.0000
12.250 1.5034 0.03806 0.03197 -0.0830 0.3435 1.0000
12.500 1.4916 0.04029 0.03422 -0.0795 0.3226 1.0000
12.750 1.4823 0.04252 0.03633 -0.0765 0.3007 1.0000
13.000 1.4697 0.04535 0.03918 -0.0737 0.2790 1.0000
13.250 1.4584 0.04830 0.04203 -0.0714 0.2575 1.0000
13.500 1.4476 0.05149 0.04520 -0.0695 0.2370 1.0000
13.750 1.4361 0.05498 0.04867 -0.0679 0.2166 1.0000
14.000 1.4250 0.05864 0.05224 -0.0666 0.1976 1.0000
14.250 1.4129 0.06268 0.05628 -0.0656 0.1777 1.0000
14.500 1.3995 0.06704 0.06058 -0.0649 0.1588 1.0000
14.750 1.3848 0.07180 0.06526 -0.0646 0.1399 1.0000
15.000 1.3687 0.07697 0.07037 -0.0645 0.1205 1.0000
15.250 1.3513 0.08246 0.07570 -0.0647 0.1038 1.0000
15.500 1.3348 0.08805 0.08118 -0.0650 0.0865 1.0000
15.750 1.3220 0.09319 0.08621 -0.0653 0.0729 1.0000
16.000 1.3151 0.09747 0.09040 -0.0654 0.0630 1.0000
16.250 1.3155 0.10050 0.09325 -0.0652 0.0561 1.0000
16.500 1.3189 0.10350 0.09641 -0.0652 0.0510 1.0000
16.750 1.3341 0.10415 0.09683 -0.0638 0.0465 1.0000
17.000 1.3443 0.10624 0.09915 -0.0633 0.0443 1.0000
17.250 1.3557 0.10812 0.10119 -0.0628 0.0422 1.0000
17.500 1.3678 0.10994 0.10311 -0.0624 0.0405 1.0000
17.750 1.3868 0.11087 0.10402 -0.0614 0.0388 1.0000
18.000 1.3964 0.11356 0.10687 -0.0612 0.0377 1.0000
18.250 1.3908 0.11809 0.11169 -0.0625 0.0372 1.0000
18.500 1.3828 0.12304 0.11693 -0.0643 0.0368 1.0000
18.750 1.3722 0.12846 0.12264 -0.0665 0.0365 1.0000
19.000 1.3600 0.13432 0.12877 -0.0692 0.0364 1.0000
19.250 1.3454 0.14075 0.13546 -0.0725 0.0363 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Ornithopter airfoil. (s1020-il)