S1016 (s1016-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: S1016 (s1016-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.14 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s1016-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s1016-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: S1016
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.8276 0.07577 0.06804 -0.0490 1.0000 0.2112
-11.750 -0.8736 0.07209 0.06431 -0.0438 1.0000 0.2103
-11.500 -0.9180 0.06909 0.06122 -0.0376 1.0000 0.2094
-11.250 -0.9605 0.06668 0.05871 -0.0304 1.0000 0.2088
-11.000 -1.0011 0.06453 0.05642 -0.0227 1.0000 0.2085
-10.750 -1.0362 0.06202 0.05370 -0.0155 1.0000 0.2090
-10.500 -1.0680 0.05949 0.05089 -0.0085 1.0000 0.2102
-10.250 -1.0964 0.05699 0.04802 -0.0016 1.0000 0.2117
-10.000 -1.0680 0.05538 0.04662 -0.0017 1.0000 0.2201
-9.750 -1.0813 0.05313 0.04409 0.0035 1.0000 0.2242
-9.500 -1.0992 0.05083 0.04135 0.0094 1.0000 0.2280
-9.250 -1.0802 0.04921 0.03984 0.0105 1.0000 0.2365
-9.000 -1.0839 0.04727 0.03759 0.0148 1.0000 0.2431
-8.750 -1.0725 0.04553 0.03579 0.0169 1.0000 0.2514
-8.500 -1.0684 0.04392 0.03394 0.0202 1.0000 0.2606
-8.250 -1.0520 0.04244 0.03249 0.0218 1.0000 0.2712
-8.000 -1.0449 0.04087 0.03068 0.0247 1.0000 0.2820
-7.750 -1.0305 0.03960 0.02936 0.0267 1.0000 0.2952
-7.500 -1.0126 0.03835 0.02817 0.0282 1.0000 0.3098
-7.250 -0.9959 0.03715 0.02699 0.0298 1.0000 0.3260
-7.000 -0.9789 0.03599 0.02585 0.0315 1.0000 0.3443
-6.750 -0.9633 0.03488 0.02476 0.0334 1.0000 0.3654
-6.500 -0.9411 0.03389 0.02398 0.0344 1.0000 0.3906
-6.250 -0.9249 0.03290 0.02310 0.0364 1.0000 0.4199
-6.000 -0.9024 0.03206 0.02260 0.0377 1.0000 0.4574
-5.750 -0.8785 0.03148 0.02246 0.0392 1.0000 0.5057
-5.500 -0.8353 0.03233 0.02395 0.0394 1.0000 0.5733
-5.250 -0.7478 0.03742 0.02922 0.0361 1.0000 0.6347
-5.000 -0.6741 0.04243 0.03399 0.0344 1.0000 0.6666
-4.750 -0.6294 0.04539 0.03677 0.0350 1.0000 0.6961
-4.500 -0.5586 0.04889 0.04000 0.0318 1.0000 0.7208
-4.250 -0.5138 0.05073 0.04167 0.0309 1.0000 0.7475
-4.000 -0.4839 0.05178 0.04258 0.0315 1.0000 0.7758
-3.750 -0.4201 0.05303 0.04364 0.0269 1.0000 0.8007
-3.500 -0.3815 0.05340 0.04387 0.0253 1.0000 0.8288
-3.250 -0.3378 0.05356 0.04389 0.0225 1.0000 0.8575
-3.000 -0.2792 0.05334 0.04353 0.0169 1.0000 0.8865
-2.750 -0.2244 0.05285 0.04291 0.0111 1.0000 0.9177
-2.500 -0.1632 0.05216 0.04208 0.0035 1.0000 0.9516
-2.250 -0.0675 0.05091 0.04065 -0.0118 1.0000 0.9915
-2.000 -0.0370 0.05012 0.03977 -0.0153 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0331 0.04962 0.03924 -0.0135 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0289 0.04920 0.03878 -0.0116 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0245 0.04884 0.03840 -0.0098 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0198 0.04856 0.03810 -0.0078 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0150 0.04834 0.03786 -0.0059 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0101 0.04818 0.03770 -0.0039 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0051 0.04809 0.03759 -0.0020 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.04806 0.03756 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0051 0.04808 0.03759 0.0020 1.0000 1.0000
0.500 0.0101 0.04818 0.03769 0.0039 1.0000 1.0000
0.750 0.0150 0.04833 0.03785 0.0059 1.0000 1.0000
1.000 0.0198 0.04855 0.03809 0.0078 1.0000 1.0000
1.250 0.0245 0.04883 0.03839 0.0098 1.0000 1.0000
1.500 0.0289 0.04918 0.03876 0.0116 1.0000 1.0000
1.750 0.0331 0.04960 0.03921 0.0135 1.0000 1.0000
2.000 0.0370 0.05009 0.03975 0.0153 1.0000 1.0000
2.250 0.0678 0.05087 0.04061 0.0117 0.9914 1.0000
2.500 0.1633 0.05213 0.04205 -0.0035 0.9515 1.0000
2.750 0.2243 0.05282 0.04288 -0.0111 0.9179 1.0000
3.000 0.2792 0.05332 0.04350 -0.0169 0.8867 1.0000
3.250 0.3387 0.05354 0.04387 -0.0227 0.8578 1.0000
3.500 0.3810 0.05338 0.04384 -0.0253 0.8289 1.0000
3.750 0.4202 0.05300 0.04360 -0.0270 0.8009 1.0000
4.000 0.4834 0.05176 0.04256 -0.0315 0.7758 1.0000
4.250 0.5132 0.05074 0.04168 -0.0309 0.7477 1.0000
4.500 0.5588 0.04887 0.03998 -0.0318 0.7210 1.0000
4.750 0.6286 0.04542 0.03679 -0.0349 0.6962 1.0000
5.000 0.6734 0.04245 0.03402 -0.0343 0.6667 1.0000
5.250 0.7473 0.03744 0.02923 -0.0361 0.6349 1.0000
5.500 0.8352 0.03232 0.02395 -0.0394 0.5736 1.0000
5.750 0.8785 0.03146 0.02245 -0.0392 0.5058 1.0000
6.000 0.9022 0.03206 0.02260 -0.0377 0.4575 1.0000
6.250 0.9250 0.03288 0.02308 -0.0364 0.4201 1.0000
6.500 0.9410 0.03388 0.02397 -0.0344 0.3907 1.0000
6.750 0.9631 0.03487 0.02475 -0.0334 0.3654 1.0000
7.000 0.9788 0.03597 0.02584 -0.0315 0.3443 1.0000
7.250 0.9959 0.03714 0.02699 -0.0298 0.3260 1.0000
7.500 1.0123 0.03834 0.02816 -0.0281 0.3097 1.0000
7.750 1.0305 0.03959 0.02935 -0.0267 0.2952 1.0000
8.000 1.0448 0.04086 0.03067 -0.0247 0.2821 1.0000
8.250 1.0519 0.04243 0.03247 -0.0218 0.2711 1.0000
8.500 1.0683 0.04392 0.03394 -0.0202 0.2606 1.0000
8.750 1.0724 0.04552 0.03578 -0.0169 0.2514 1.0000
9.000 1.0835 0.04725 0.03757 -0.0147 0.2430 1.0000
9.250 1.0802 0.04919 0.03981 -0.0105 0.2364 1.0000
9.500 1.0991 0.05080 0.04132 -0.0094 0.2280 1.0000
9.750 1.0812 0.05313 0.04408 -0.0034 0.2242 1.0000
10.000 1.0679 0.05538 0.04662 0.0017 0.2203 1.0000
10.250 1.0968 0.05698 0.04801 0.0015 0.2118 1.0000
10.500 1.0674 0.05948 0.05087 0.0085 0.2102 1.0000
10.750 1.0365 0.06200 0.05367 0.0155 0.2090 1.0000
11.000 1.0013 0.06452 0.05641 0.0226 0.2085 1.0000
11.250 0.9605 0.06667 0.05870 0.0304 0.2088 1.0000
11.500 0.9177 0.06908 0.06121 0.0376 0.2094 1.0000
11.750 0.8726 0.07208 0.06430 0.0439 0.2103 1.0000
12.000 0.8276 0.07572 0.06798 0.0491 0.2112 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S1016 (s1016-il)