Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

S1014 (s1014-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: S1014 (s1014-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 26.98 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s1014-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-s1014-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: S1014                                           
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.7031   0.08447   0.07710  -0.0591   1.0000   0.1881
 -12.000  -0.7323   0.07947   0.07210  -0.0580   1.0000   0.1871
 -11.750  -0.7679   0.07581   0.06843  -0.0547   1.0000   0.1859
 -11.500  -0.8090   0.07294   0.06553  -0.0497   1.0000   0.1843
 -11.250  -0.8530   0.07051   0.06306  -0.0435   1.0000   0.1825
 -11.000  -0.9006   0.06851   0.06097  -0.0360   1.0000   0.1803
 -10.750  -0.9457   0.06663   0.05896  -0.0280   1.0000   0.1786
 -10.500  -0.9793   0.06425   0.05639  -0.0212   1.0000   0.1781
 -10.250  -1.0014   0.06194   0.05389  -0.0156   1.0000   0.1793
 -10.000  -1.0200   0.05954   0.05124  -0.0101   1.0000   0.1810
  -9.750  -1.0359   0.05706   0.04847  -0.0049   1.0000   0.1829
  -9.500  -1.0504   0.05462   0.04565   0.0003   1.0000   0.1853
  -9.250  -1.0643   0.05229   0.04283   0.0058   1.0000   0.1879
  -9.000  -1.0450   0.05021   0.04088   0.0066   1.0000   0.1951
  -8.750  -1.0439   0.04813   0.03848   0.0102   1.0000   0.2005
  -8.500  -1.0403   0.04599   0.03602   0.0134   1.0000   0.2065
  -8.250  -1.0250   0.04433   0.03433   0.0151   1.0000   0.2152
  -8.000  -1.0152   0.04242   0.03213   0.0176   1.0000   0.2231
  -7.750  -0.9991   0.04092   0.03055   0.0193   1.0000   0.2338
  -7.500  -0.9805   0.03937   0.02896   0.0206   1.0000   0.2454
  -7.250  -0.9623   0.03790   0.02741   0.0220   1.0000   0.2588
  -7.000  -0.9418   0.03656   0.02607   0.0231   1.0000   0.2751
  -6.750  -0.9181   0.03532   0.02492   0.0238   1.0000   0.2950
  -6.500  -0.8961   0.03416   0.02379   0.0248   1.0000   0.3197
  -6.250  -0.8687   0.03305   0.02296   0.0251   1.0000   0.3528
  -6.000  -0.8440   0.03188   0.02228   0.0260   1.0000   0.3973
  -5.750  -0.8274   0.03067   0.02182   0.0287   1.0000   0.4638
  -5.500  -0.6933   0.03959   0.03181   0.0252   1.0000   0.6438
  -5.250  -0.6456   0.04400   0.03590   0.0274   1.0000   0.6910
  -5.000  -0.6201   0.04645   0.03813   0.0307   1.0000   0.7298
  -4.750  -0.5491   0.04960   0.04091   0.0276   1.0000   0.7635
  -4.500  -0.4843   0.05145   0.04245   0.0241   1.0000   0.7968
  -4.250  -0.4170   0.05243   0.04316   0.0191   1.0000   0.8308
  -4.000  -0.3456   0.05263   0.04309   0.0126   1.0000   0.8678
  -3.750  -0.2864   0.05235   0.04260   0.0069   1.0000   0.9079
  -3.500  -0.1947   0.05120   0.04119  -0.0057   1.0000   0.9566
  -3.250  -0.0852   0.04912   0.03880  -0.0242   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.0805   0.04852   0.03813  -0.0224   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.0754   0.04798   0.03753  -0.0207   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.0699   0.04751   0.03700  -0.0189   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.0639   0.04710   0.03654  -0.0170   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.0577   0.04674   0.03613  -0.0152   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.0511   0.04642   0.03577  -0.0133   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0443   0.04615   0.03546  -0.0114   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0372   0.04593   0.03521  -0.0095   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0300   0.04575   0.03500  -0.0076   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0226   0.04561   0.03485  -0.0057   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0151   0.04551   0.03473  -0.0038   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0076   0.04545   0.03466  -0.0019   1.0000   1.0000
   0.000   0.0000   0.04543   0.03463   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0076   0.04545   0.03466   0.0019   1.0000   1.0000
   0.500   0.0151   0.04551   0.03472   0.0038   1.0000   1.0000
   0.750   0.0226   0.04560   0.03483   0.0057   1.0000   1.0000
   1.000   0.0300   0.04574   0.03499   0.0076   1.0000   1.0000
   1.250   0.0372   0.04592   0.03519   0.0095   1.0000   1.0000
   1.500   0.0442   0.04614   0.03545   0.0114   1.0000   1.0000
   1.750   0.0510   0.04640   0.03575   0.0133   1.0000   1.0000
   2.000   0.0577   0.04671   0.03611   0.0152   1.0000   1.0000
   2.250   0.0639   0.04707   0.03651   0.0170   1.0000   1.0000
   2.500   0.0699   0.04749   0.03698   0.0189   1.0000   1.0000
   2.750   0.0754   0.04795   0.03750   0.0207   1.0000   1.0000
   3.000   0.0806   0.04848   0.03810   0.0224   1.0000   1.0000
   3.250   0.0852   0.04907   0.03876   0.0242   1.0000   1.0000
   3.500   0.1929   0.05112   0.04111   0.0060   0.9571   1.0000
   3.750   0.2866   0.05232   0.04257  -0.0069   0.9080   1.0000
   4.000   0.3446   0.05260   0.04306  -0.0125   0.8683   1.0000
   4.250   0.4153   0.05241   0.04314  -0.0189   0.8312   1.0000
   4.500   0.4828   0.05146   0.04245  -0.0239   0.7970   1.0000
   4.750   0.5472   0.04964   0.04094  -0.0274   0.7637   1.0000
   5.000   0.6196   0.04644   0.03811  -0.0307   0.7299   1.0000
   5.250   0.6458   0.04397   0.03587  -0.0274   0.6910   1.0000
   5.500   0.6929   0.03961   0.03183  -0.0252   0.6441   1.0000
   5.750   0.8272   0.03066   0.02181  -0.0287   0.4637   1.0000
   6.000   0.8438   0.03187   0.02227  -0.0260   0.3971   1.0000
   6.250   0.8687   0.03303   0.02294  -0.0251   0.3528   1.0000
   6.500   0.8960   0.03416   0.02378  -0.0248   0.3197   1.0000
   6.750   0.9180   0.03531   0.02490  -0.0238   0.2950   1.0000
   7.000   0.9417   0.03655   0.02606  -0.0231   0.2751   1.0000
   7.250   0.9621   0.03789   0.02740  -0.0220   0.2589   1.0000
   7.500   0.9803   0.03935   0.02895  -0.0205   0.2454   1.0000
   7.750   0.9991   0.04091   0.03054  -0.0193   0.2338   1.0000
   8.000   1.0152   0.04241   0.03211  -0.0176   0.2230   1.0000
   8.250   1.0248   0.04431   0.03431  -0.0151   0.2151   1.0000
   8.500   1.0404   0.04594   0.03596  -0.0135   0.2063   1.0000
   8.750   1.0440   0.04811   0.03846  -0.0102   0.2005   1.0000
   9.000   1.0449   0.05020   0.04087  -0.0066   0.1952   1.0000
   9.250   1.0648   0.05229   0.04281  -0.0058   0.1879   1.0000
   9.500   1.0503   0.05461   0.04564  -0.0003   0.1853   1.0000
   9.750   1.0359   0.05706   0.04847   0.0049   0.1829   1.0000
  10.000   1.0201   0.05952   0.05122   0.0101   0.1810   1.0000
  10.250   1.0016   0.06192   0.05385   0.0155   0.1793   1.0000
  10.500   0.9795   0.06423   0.05637   0.0212   0.1781   1.0000
  10.750   0.9464   0.06659   0.05891   0.0279   0.1784   1.0000
  11.000   0.9007   0.06848   0.06093   0.0360   0.1802   1.0000
  11.250   0.8532   0.07051   0.06304   0.0435   0.1826   1.0000
  11.500   0.8088   0.07289   0.06548   0.0497   0.1843   1.0000
  11.750   0.7679   0.07576   0.06838   0.0547   0.1858   1.0000
  12.000   0.7318   0.07948   0.07210   0.0580   0.1871   1.0000
  12.250   0.7030   0.08449   0.07712   0.0591   0.1881   1.0000
<< Back to S1014 (s1014-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to S1014 (s1014-il)