SG6051 (sg6051-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: SG6051 (sg6051-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.79 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-sg6051-il-50000.txt Download as CSV file: xf-sg6051-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: SG6051
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3681 0.10583 0.09926 -0.0296 1.0000 0.2798
-8.500 -0.3677 0.10319 0.09671 -0.0283 1.0000 0.2952
-8.250 -0.3698 0.10088 0.09448 -0.0265 1.0000 0.3114
-8.000 -0.3743 0.09877 0.09247 -0.0240 1.0000 0.3267
-7.750 -0.3798 0.09671 0.09050 -0.0212 1.0000 0.3409
-7.500 -0.4247 0.09804 0.09206 -0.0162 1.0000 0.3463
-7.250 -0.3984 0.09313 0.08712 -0.0143 1.0000 0.3676
-7.000 -0.4069 0.09141 0.08548 -0.0103 1.0000 0.3842
-6.750 -0.4180 0.08987 0.08401 -0.0061 1.0000 0.4015
-6.500 -0.4321 0.08846 0.08270 -0.0016 1.0000 0.4181
-6.250 -0.4486 0.08712 0.08146 0.0032 1.0000 0.4345
-5.500 -0.5078 0.05773 0.05092 -0.0388 1.0000 0.1659
-5.250 -0.4878 0.05140 0.04392 -0.0412 1.0000 0.1503
-5.000 -0.4675 0.04723 0.03921 -0.0420 1.0000 0.1501
-4.750 -0.4437 0.04342 0.03481 -0.0428 1.0000 0.1495
-4.500 -0.4184 0.04037 0.03114 -0.0435 1.0000 0.1541
-4.250 -0.3933 0.03797 0.02841 -0.0436 1.0000 0.1580
-4.000 -0.3670 0.03618 0.02601 -0.0437 1.0000 0.1660
-3.750 -0.3416 0.03438 0.02400 -0.0437 1.0000 0.1724
-3.500 -0.3155 0.03320 0.02236 -0.0436 1.0000 0.1822
-3.250 -0.2908 0.03200 0.02114 -0.0434 1.0000 0.1945
-3.000 -0.2654 0.03096 0.02003 -0.0431 1.0000 0.2074
-2.750 -0.2403 0.03011 0.01918 -0.0429 1.0000 0.2309
-2.500 -0.2124 0.02922 0.01846 -0.0430 1.0000 0.2685
-2.250 -0.1815 0.02699 0.01827 -0.0428 1.0000 0.5598
-2.000 -0.1811 0.02557 0.01816 -0.0342 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1569 0.02596 0.01787 -0.0350 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1341 0.02641 0.01785 -0.0353 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1119 0.02691 0.01796 -0.0356 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0901 0.02745 0.01817 -0.0358 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0685 0.02804 0.01844 -0.0360 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0472 0.02865 0.01880 -0.0361 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0261 0.02931 0.01922 -0.0363 1.0000 1.0000
0.000 -0.0052 0.03001 0.01970 -0.0364 1.0000 1.0000
0.250 0.0154 0.03075 0.02025 -0.0366 1.0000 1.0000
0.500 0.0358 0.03152 0.02086 -0.0367 1.0000 1.0000
0.750 0.0560 0.03233 0.02152 -0.0368 1.0000 1.0000
1.000 0.0759 0.03319 0.02224 -0.0370 1.0000 1.0000
1.250 0.0956 0.03409 0.02302 -0.0372 1.0000 1.0000
1.500 0.1150 0.03503 0.02386 -0.0373 1.0000 1.0000
1.750 0.1573 0.03647 0.02519 -0.0419 0.9899 1.0000
2.000 0.1974 0.03791 0.02654 -0.0461 0.9790 1.0000
2.250 0.2357 0.03933 0.02790 -0.0497 0.9682 1.0000
2.500 0.2761 0.04083 0.02935 -0.0537 0.9567 1.0000
2.750 0.3064 0.04204 0.03054 -0.0559 0.9454 1.0000
3.000 0.3348 0.04326 0.03176 -0.0576 0.9335 1.0000
3.250 0.3656 0.04456 0.03308 -0.0597 0.9208 1.0000
3.500 0.3970 0.04588 0.03443 -0.0618 0.9076 1.0000
3.750 0.4287 0.04720 0.03579 -0.0639 0.8939 1.0000
4.000 0.4597 0.04848 0.03715 -0.0657 0.8794 1.0000
4.250 0.4898 0.04974 0.03847 -0.0673 0.8645 1.0000
4.500 0.5187 0.05096 0.03977 -0.0686 0.8490 1.0000
4.750 0.5468 0.05214 0.04104 -0.0697 0.8328 1.0000
5.000 0.5755 0.05327 0.04230 -0.0707 0.8159 1.0000
5.250 0.6063 0.05432 0.04348 -0.0718 0.7987 1.0000
5.500 0.6414 0.05522 0.04456 -0.0733 0.7813 1.0000
5.750 0.6802 0.05591 0.04543 -0.0749 0.7638 1.0000
6.000 0.6949 0.05698 0.04663 -0.0736 0.7439 1.0000
6.250 0.7277 0.05749 0.04733 -0.0741 0.7245 1.0000
6.500 0.7756 0.05716 0.04729 -0.0755 0.7059 1.0000
6.750 0.7899 0.05802 0.04832 -0.0738 0.6834 1.0000
7.000 0.8395 0.05677 0.04741 -0.0743 0.6632 1.0000
7.250 0.8651 0.05655 0.04742 -0.0727 0.6395 1.0000
7.500 0.9412 0.05157 0.04294 -0.0726 0.6186 1.0000
7.750 0.9930 0.04717 0.03898 -0.0699 0.5928 1.0000
8.000 1.0959 0.03664 0.02908 -0.0681 0.5538 1.0000
8.250 1.1351 0.03256 0.02504 -0.0636 0.4907 1.0000
8.500 1.1449 0.03199 0.02392 -0.0577 0.4065 1.0000
8.750 1.1411 0.03365 0.02479 -0.0520 0.3291 1.0000
9.000 1.1405 0.03602 0.02646 -0.0475 0.2684 1.0000
9.250 1.1532 0.03859 0.02853 -0.0451 0.2193 1.0000
9.500 1.1795 0.04122 0.03087 -0.0446 0.1827 1.0000
9.750 1.2115 0.04409 0.03366 -0.0448 0.1576 1.0000
10.000 1.2448 0.04724 0.03683 -0.0454 0.1406 1.0000
10.250 1.2651 0.05037 0.04020 -0.0444 0.1291 1.0000
10.500 1.2854 0.05407 0.04416 -0.0435 0.1209 1.0000
10.750 1.2965 0.05720 0.04759 -0.0416 0.1138 1.0000
11.000 1.3088 0.06147 0.05208 -0.0402 0.1091 1.0000
11.250 1.3000 0.06505 0.05622 -0.0363 0.1072 1.0000
11.500 1.2879 0.06870 0.06031 -0.0325 0.1056 1.0000
11.750 1.2714 0.07225 0.06421 -0.0285 0.1045 1.0000
12.000 1.2511 0.07605 0.06830 -0.0249 0.1041 1.0000
12.250 1.2271 0.08033 0.07288 -0.0220 0.1043 1.0000
12.500 1.2000 0.08519 0.07800 -0.0202 0.1051 1.0000
12.750 1.1714 0.09070 0.08374 -0.0194 0.1062 1.0000
13.000 1.1424 0.09689 0.09011 -0.0198 0.1076 1.0000
13.250 1.1162 0.10364 0.09699 -0.0212 0.1088 1.0000
13.500 1.0940 0.11081 0.10425 -0.0233 0.1098 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to SG6051 (sg6051-il)