S4061-096-84 (s4061-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: S4061-096-84 (s4061-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.69 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s4061-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s4061-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: S4061-096-84
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3351 0.10835 0.10190 -0.0304 1.0000 0.1946
-8.250 -0.3088 0.10218 0.09570 -0.0285 1.0000 0.2039
-8.000 -0.3265 0.10221 0.09592 -0.0298 1.0000 0.2094
-7.750 -0.3068 0.09723 0.09096 -0.0281 1.0000 0.2195
-7.500 -0.3290 0.09746 0.09140 -0.0274 1.0000 0.2243
-7.250 -0.3143 0.09324 0.08722 -0.0255 1.0000 0.2333
-7.000 -0.3388 0.09342 0.08759 -0.0224 1.0000 0.2384
-6.750 -0.3713 0.09418 0.08855 -0.0192 1.0000 0.2399
-6.500 -0.3574 0.09010 0.08450 -0.0158 1.0000 0.2495
-6.250 -0.3876 0.09052 0.08508 -0.0139 1.0000 0.2546
-6.000 -0.3838 0.08736 0.08198 -0.0105 1.0000 0.2622
-5.750 -0.4086 0.08727 0.08201 -0.0105 1.0000 0.2704
-5.500 -0.4026 0.08391 0.07870 -0.0066 1.0000 0.2780
-5.250 -0.4173 0.08251 0.07739 -0.0069 1.0000 0.2882
-5.000 -0.4253 0.08109 0.07603 -0.0078 1.0000 0.3020
-4.750 -0.4177 0.07760 0.07259 -0.0024 1.0000 0.3108
-4.500 -0.4193 0.07524 0.07028 -0.0013 1.0000 0.3242
-4.250 -0.4192 0.07284 0.06790 -0.0001 1.0000 0.3403
-4.000 -0.4199 0.07065 0.06575 -0.0005 1.0000 0.3647
-3.750 -0.3078 0.04804 0.04131 -0.0480 1.0000 0.1314
-3.500 -0.2764 0.04300 0.03566 -0.0518 1.0000 0.1244
-3.250 -0.2476 0.03951 0.03161 -0.0539 1.0000 0.1249
-3.000 -0.2191 0.03659 0.02815 -0.0553 1.0000 0.1268
-2.750 -0.1895 0.03408 0.02495 -0.0563 1.0000 0.1331
-2.500 -0.1649 0.03241 0.02306 -0.0565 1.0000 0.1456
-2.250 -0.1392 0.03091 0.02121 -0.0567 1.0000 0.1664
-2.000 -0.1158 0.02982 0.02008 -0.0565 1.0000 0.1981
-1.750 -0.0924 0.02893 0.01913 -0.0562 1.0000 0.2414
-1.500 -0.0703 0.02818 0.01851 -0.0557 1.0000 0.2903
-1.250 -0.0459 0.02761 0.01806 -0.0555 1.0000 0.3538
-1.000 -0.0215 0.02704 0.01778 -0.0553 1.0000 0.4424
-0.750 0.0098 0.02543 0.01785 -0.0543 0.9940 0.7335
-0.500 0.0558 0.02573 0.01754 -0.0592 0.9827 1.0000
-0.250 0.0977 0.02683 0.01808 -0.0630 0.9726 1.0000
0.000 0.1326 0.02777 0.01865 -0.0656 0.9622 1.0000
0.250 0.1679 0.02878 0.01934 -0.0682 0.9516 1.0000
0.500 0.2050 0.02987 0.02014 -0.0710 0.9414 1.0000
0.750 0.2425 0.03096 0.02100 -0.0738 0.9306 1.0000
1.000 0.2699 0.03188 0.02174 -0.0749 0.9193 1.0000
1.250 0.3003 0.03289 0.02259 -0.0765 0.9082 1.0000
1.500 0.3339 0.03397 0.02353 -0.0785 0.8970 1.0000
1.750 0.3711 0.03508 0.02453 -0.0810 0.8857 1.0000
2.000 0.3942 0.03603 0.02540 -0.0813 0.8734 1.0000
2.250 0.4202 0.03706 0.02637 -0.0820 0.8610 1.0000
2.500 0.4483 0.03813 0.02738 -0.0830 0.8487 1.0000
2.750 0.4788 0.03919 0.02841 -0.0842 0.8361 1.0000
3.000 0.5114 0.04022 0.02943 -0.0856 0.8230 1.0000
3.250 0.5467 0.04119 0.03041 -0.0871 0.8099 1.0000
3.500 0.5735 0.04216 0.03140 -0.0875 0.7958 1.0000
3.750 0.5997 0.04312 0.03241 -0.0878 0.7814 1.0000
4.000 0.6280 0.04402 0.03336 -0.0882 0.7665 1.0000
4.250 0.6572 0.04486 0.03425 -0.0885 0.7514 1.0000
4.500 0.6875 0.04562 0.03509 -0.0888 0.7361 1.0000
4.750 0.7202 0.04622 0.03581 -0.0891 0.7207 1.0000
5.000 0.7396 0.04719 0.03687 -0.0882 0.7037 1.0000
5.250 0.7607 0.04809 0.03786 -0.0873 0.6862 1.0000
5.500 0.7875 0.04870 0.03863 -0.0868 0.6688 1.0000
5.750 0.8198 0.04891 0.03899 -0.0864 0.6515 1.0000
6.000 0.8592 0.04853 0.03880 -0.0861 0.6346 1.0000
6.250 0.9067 0.04729 0.03783 -0.0858 0.6182 1.0000
6.500 0.9565 0.04526 0.03605 -0.0847 0.6024 1.0000
6.750 0.9656 0.04649 0.03740 -0.0824 0.5800 1.0000
7.000 1.0163 0.04385 0.03507 -0.0807 0.5622 1.0000
7.250 1.0837 0.03940 0.03088 -0.0793 0.5436 1.0000
7.500 1.1109 0.03866 0.03034 -0.0770 0.5182 1.0000
7.750 1.1499 0.03682 0.02863 -0.0749 0.4907 1.0000
8.000 1.1852 0.03541 0.02726 -0.0728 0.4599 1.0000
8.250 1.2181 0.03442 0.02619 -0.0707 0.4265 1.0000
8.500 1.2385 0.03470 0.02643 -0.0684 0.3926 1.0000
8.750 1.2565 0.03531 0.02697 -0.0659 0.3584 1.0000
9.000 1.2766 0.03601 0.02742 -0.0638 0.3239 1.0000
9.250 1.2908 0.03741 0.02873 -0.0615 0.2917 1.0000
9.500 1.3032 0.03912 0.03036 -0.0592 0.2611 1.0000
9.750 1.3154 0.04107 0.03220 -0.0570 0.2323 1.0000
10.000 1.3285 0.04324 0.03422 -0.0550 0.2053 1.0000
10.250 1.3354 0.04555 0.03657 -0.0526 0.1824 1.0000
10.500 1.3421 0.04798 0.03897 -0.0503 0.1617 1.0000
10.750 1.3450 0.05054 0.04164 -0.0478 0.1449 1.0000
11.000 1.3497 0.05342 0.04466 -0.0457 0.1310 1.0000
11.250 1.3548 0.05670 0.04807 -0.0437 0.1203 1.0000
11.500 1.3661 0.06001 0.05135 -0.0425 0.1101 1.0000
11.750 1.3514 0.06371 0.05556 -0.0393 0.1076 1.0000
12.000 1.3365 0.06767 0.05989 -0.0367 0.1057 1.0000
12.250 1.3197 0.07188 0.06441 -0.0348 0.1043 1.0000
12.500 1.2983 0.07659 0.06941 -0.0337 0.1039 1.0000
12.750 1.2696 0.08219 0.07531 -0.0337 0.1046 1.0000
13.000 1.2373 0.08883 0.08219 -0.0351 0.1062 1.0000
13.250 1.2054 0.09636 0.08990 -0.0379 0.1078 1.0000
13.500 1.1758 0.10464 0.09831 -0.0416 0.1093 1.0000
13.750 1.1502 0.11348 0.10719 -0.0458 0.1105 1.0000
14.000 1.0035 0.15983 0.15313 -0.0794 0.1662 1.0000
14.250 1.0030 0.16641 0.15970 -0.0818 0.1646 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S4061-096-84 (s4061-il)