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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S1014 (s1014-il)