SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: SARATOV AIRFOIL (saratov-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.58 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-saratov-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-saratov-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: SARATOV 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.0296 0.10285 0.09688 -0.0918 0.7284 0.0777
-9.000 -0.0273 0.10124 0.09513 -0.0932 0.7063 0.0779
-8.750 -0.0219 0.09894 0.09271 -0.0942 0.6891 0.0780
-8.500 -0.0151 0.09641 0.09007 -0.0951 0.6755 0.0780
-8.000 0.0250 0.08882 0.08224 -0.0939 0.6543 0.0820
-7.500 0.0374 0.08371 0.07698 -0.0963 0.6412 0.0752
-7.250 0.0452 0.08097 0.07422 -0.0968 0.6358 0.0706
-6.750 0.0431 0.07432 0.06748 -0.1043 0.6279 0.0630
-6.500 0.0594 0.07274 0.06587 -0.1028 0.6236 0.0653
-6.000 0.0883 0.06898 0.06202 -0.1049 0.6161 0.0677
-5.750 0.1014 0.06595 0.05892 -0.1084 0.6132 0.0668
-5.500 0.1172 0.06265 0.05553 -0.1125 0.6107 0.0662
-5.250 0.1356 0.05968 0.05248 -0.1162 0.6080 0.0662
-5.000 0.1561 0.05689 0.04964 -0.1197 0.6053 0.0665
-4.750 0.1782 0.05489 0.04757 -0.1223 0.6027 0.0681
-4.500 0.2024 0.05272 0.04531 -0.1255 0.6002 0.0705
-4.250 0.2296 0.04960 0.04206 -0.1304 0.5980 0.0718
-3.750 0.3094 0.03749 0.02934 -0.1513 0.5941 0.0771
-3.500 0.3386 0.03651 0.02828 -0.1532 0.5919 0.0800
-3.000 0.4133 0.03053 0.02181 -0.1637 0.5875 0.0915
-2.750 0.4378 0.03127 0.02258 -0.1627 0.5856 0.0934
-2.500 0.4650 0.03135 0.02260 -0.1628 0.5839 0.0987
-2.000 0.5326 0.02894 0.01979 -0.1679 0.5808 0.1253
-1.750 0.5619 0.02885 0.01956 -0.1686 0.5795 0.1371
-1.250 0.6197 0.02876 0.01920 -0.1697 0.5772 0.1580
-0.750 0.6740 0.02886 0.01920 -0.1701 0.5750 0.1743
-0.500 0.6971 0.02943 0.01985 -0.1690 0.5738 0.1817
-0.250 0.7266 0.02908 0.01939 -0.1701 0.5727 0.1906
0.000 0.7519 0.02909 0.01942 -0.1698 0.5716 0.1939
0.250 0.7799 0.02879 0.01905 -0.1704 0.5706 0.1966
0.500 0.8089 0.02835 0.01852 -0.1712 0.5696 0.1981
0.750 0.8379 0.02792 0.01800 -0.1720 0.5687 0.1996
1.000 0.8675 0.02744 0.01740 -0.1730 0.5676 0.2019
1.250 0.8970 0.02691 0.01673 -0.1739 0.5666 0.2051
1.500 0.9233 0.02692 0.01675 -0.1739 0.5655 0.2063
1.750 0.9501 0.02688 0.01670 -0.1740 0.5645 0.2075
2.000 0.9770 0.02685 0.01666 -0.1741 0.5637 0.2089
2.250 1.0039 0.02684 0.01664 -0.1743 0.5630 0.2106
2.500 1.0310 0.02681 0.01659 -0.1744 0.5624 0.2127
2.750 1.0584 0.02672 0.01647 -0.1747 0.5618 0.2158
3.000 1.0862 0.02658 0.01626 -0.1751 0.5613 0.2207
3.250 1.1119 0.02694 0.01670 -0.1748 0.5604 0.2227
3.500 1.1358 0.02730 0.01716 -0.1743 0.5588 0.2251
3.750 1.1573 0.02763 0.01764 -0.1735 0.5565 0.2278
4.000 1.1798 0.02784 0.01792 -0.1729 0.5539 0.2316
4.250 1.2037 0.02796 0.01809 -0.1724 0.5512 0.2359
4.500 1.2278 0.02827 0.01852 -0.1718 0.5485 0.2381
4.750 1.2537 0.02848 0.01879 -0.1714 0.5460 0.2413
5.000 1.2816 0.02860 0.01893 -0.1713 0.5439 0.2478
5.250 1.3057 0.02901 0.01946 -0.1707 0.5419 0.2526
5.500 1.3226 0.02974 0.02043 -0.1693 0.5394 0.2565
5.750 1.3417 0.03032 0.02117 -0.1681 0.5367 0.2634
6.000 1.3625 0.03076 0.02178 -0.1671 0.5335 0.2681
6.250 1.3889 0.03080 0.02189 -0.1666 0.5297 0.2750
6.500 1.4192 0.03071 0.02183 -0.1666 0.5267 0.2837
6.750 1.4381 0.03130 0.02258 -0.1653 0.5240 0.2945
7.000 1.4494 0.03219 0.02376 -0.1631 0.5203 0.3013
7.250 1.4673 0.03264 0.02438 -0.1615 0.5160 0.3114
7.750 1.5172 0.03247 0.02440 -0.1598 0.5061 0.3336
8.000 1.5246 0.03332 0.02550 -0.1569 0.5010 0.3411
8.250 1.5504 0.03292 0.02524 -0.1560 0.4947 0.3525
8.500 1.5595 0.03316 0.02568 -0.1529 0.4865 0.3601
8.750 1.5753 0.03243 0.02503 -0.1502 0.4735 0.3694
9.000 1.5603 0.03369 0.02655 -0.1441 0.4644 0.3732
9.250 1.5456 0.03512 0.02817 -0.1384 0.4541 0.3770
9.500 1.5241 0.03749 0.03072 -0.1331 0.4432 0.3787
9.750 1.4811 0.04325 0.03670 -0.1284 0.4414 0.3771
10.000 1.4149 0.05387 0.04750 -0.1260 0.4390 0.3698
10.250 1.3646 0.06302 0.05675 -0.1249 0.4230 0.3662
10.750 1.2977 0.07645 0.07039 -0.1232 0.3714 0.3642
11.000 1.3742 0.06455 0.05658 -0.1175 0.1961 0.3859
11.250 1.3632 0.06853 0.06042 -0.1164 0.1809 0.3888
11.500 1.3585 0.07178 0.06356 -0.1154 0.1668 0.3935
11.750 1.3586 0.07450 0.06619 -0.1145 0.1540 0.3991
12.000 1.3629 0.07680 0.06848 -0.1137 0.1422 0.4055
12.250 1.3707 0.07877 0.07057 -0.1131 0.1310 0.4119
12.500 1.3778 0.08090 0.07275 -0.1125 0.1187 0.4178
12.750 1.3851 0.08305 0.07496 -0.1121 0.1036 0.4224
13.000 1.3904 0.08551 0.07733 -0.1116 0.0828 0.4259
13.250 1.3956 0.08779 0.07937 -0.1109 0.0592 0.4284
13.500 1.4028 0.08969 0.08107 -0.1099 0.0463 0.4303
13.750 1.4109 0.09158 0.08293 -0.1090 0.0401 0.4323
14.000 1.4181 0.09368 0.08506 -0.1083 0.0363 0.4345
14.250 1.4254 0.09587 0.08732 -0.1077 0.0333 0.4367
14.500 1.4301 0.09844 0.08990 -0.1072 0.0310 0.4382
14.750 1.4366 0.10079 0.09236 -0.1067 0.0295 0.4395
15.000 1.4432 0.10317 0.09486 -0.1062 0.0282 0.4403
15.250 1.4493 0.10561 0.09741 -0.1058 0.0271 0.4411
15.500 1.4550 0.10814 0.10002 -0.1056 0.0260 0.4421
15.750 1.4597 0.11079 0.10275 -0.1055 0.0250 0.4435
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to SARATOV AIRFOIL (saratov-il)