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

Ornithopter airfoil. (s1020-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Ornithopter airfoil. (s1020-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.08 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s1020-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-s1020-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Ornithopter airfoil.                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.3499   0.14299   0.13656  -0.0407   1.0000   0.1102
 -10.500  -0.3444   0.13501   0.12848  -0.0410   1.0000   0.0650
 -10.000  -0.3632   0.12593   0.11954  -0.0454   0.9972   0.0558
  -9.750  -0.3479   0.12218   0.11575  -0.0475   0.9933   0.0548
  -9.500  -0.3378   0.11804   0.11161  -0.0504   0.9887   0.0537
  -9.250  -0.3295   0.11359   0.10716  -0.0540   0.9844   0.0527
  -9.000  -0.3252   0.10913   0.10273  -0.0571   0.9786   0.0517
  -8.750  -0.3209   0.10412   0.09774  -0.0614   0.9738   0.0507
  -8.500  -0.3234   0.09932   0.09297  -0.0644   0.9667   0.0497
  -8.250  -0.3273   0.09350   0.08719  -0.0691   0.9604   0.0488
  -8.000  -0.3820   0.08019   0.07378  -0.0814   0.9475   0.0456
  -7.750  -0.3874   0.07523   0.06872  -0.0853   0.9390   0.0453
  -7.500  -0.3918   0.07055   0.06387  -0.0881   0.9304   0.0451
  -7.250  -0.3874   0.06524   0.05823  -0.0924   0.9237   0.0450
  -7.000  -0.3866   0.06112   0.05376  -0.0938   0.9153   0.0451
  -6.750  -0.3711   0.05644   0.04855  -0.0974   0.9098   0.0458
  -6.500  -0.3589   0.05390   0.04584  -0.0977   0.9031   0.0469
  -6.250  -0.3376   0.05139   0.04308  -0.0992   0.8976   0.0484
  -6.000  -0.3085   0.04833   0.03957  -0.1020   0.8939   0.0498
  -5.750  -0.2938   0.04618   0.03704  -0.1014   0.8865   0.0506
  -5.500  -0.2650   0.04386   0.03427  -0.1027   0.8821   0.0518
  -5.250  -0.2312   0.04175   0.03171  -0.1045   0.8789   0.0535
  -5.000  -0.2148   0.04058   0.03024  -0.1029   0.8714   0.0551
  -4.750  -0.1858   0.03926   0.02880  -0.1036   0.8669   0.0584
  -4.500  -0.1548   0.03820   0.02760  -0.1046   0.8629   0.0641
  -4.250  -0.1369   0.03751   0.02670  -0.1031   0.8556   0.0686
  -4.000  -0.1067   0.03641   0.02557  -0.1041   0.8513   0.0763
  -3.750  -0.0791   0.03547   0.02459  -0.1047   0.8461   0.0909
  -3.500  -0.0558   0.03449   0.02373  -0.1049   0.8396   0.1228
  -3.250  -0.0209   0.03275   0.02288  -0.1081   0.8359   0.2543
  -3.000   0.0033   0.03244   0.02318  -0.1080   0.8301   0.3943
  -2.750   0.0252   0.03270   0.02346  -0.1069   0.8232   0.4707
  -2.500   0.0554   0.03284   0.02355  -0.1067   0.8192   0.5261
  -2.250   0.0700   0.03325   0.02389  -0.1044   0.8110   0.5600
  -2.000   0.0968   0.03338   0.02390  -0.1037   0.8059   0.5949
  -1.750   0.1213   0.03354   0.02395  -0.1028   0.8006   0.6237
  -1.500   0.1393   0.03384   0.02413  -0.1012   0.7929   0.6486
  -1.250   0.1691   0.03378   0.02395  -0.1010   0.7888   0.6737
  -1.000   0.1834   0.03419   0.02428  -0.0991   0.7806   0.6947
  -0.750   0.2094   0.03420   0.02419  -0.0985   0.7753   0.7165
  -0.500   0.2369   0.03418   0.02406  -0.0982   0.7708   0.7389
  -0.250   0.2502   0.03461   0.02445  -0.0962   0.7621   0.7600
   0.000   0.2791   0.03444   0.02420  -0.0960   0.7582   0.7836
   0.250   0.2898   0.03493   0.02467  -0.0936   0.7493   0.8076
   0.500   0.3145   0.03483   0.02454  -0.0928   0.7444   0.8368
   1.000   0.3627   0.03514   0.02485  -0.0924   0.7308   0.9360
   1.250   0.4055   0.03501   0.02452  -0.0958   0.7271   1.0000
   1.500   0.4214   0.03602   0.02538  -0.0957   0.7173   1.0000
   1.750   0.4579   0.03618   0.02536  -0.0978   0.7131   1.0000
   2.000   0.4761   0.03710   0.02615  -0.0976   0.7047   1.0000
   2.250   0.5063   0.03745   0.02637  -0.0986   0.6992   1.0000
   2.500   0.5438   0.03744   0.02623  -0.1002   0.6961   1.0000
   2.750   0.5520   0.03882   0.02754  -0.0987   0.6853   1.0000
   3.000   0.5873   0.03886   0.02748  -0.1000   0.6817   1.0000
   3.250   0.5963   0.04024   0.02883  -0.0986   0.6715   1.0000
   3.500   0.6289   0.04038   0.02889  -0.0994   0.6673   1.0000
   4.000   0.6694   0.04197   0.03043  -0.0987   0.6529   1.0000
   4.250   0.7059   0.04179   0.03022  -0.0997   0.6499   1.0000
   4.500   0.7089   0.04363   0.03206  -0.0978   0.6383   1.0000
   4.750   0.7441   0.04348   0.03192  -0.0986   0.6351   1.0000
   5.000   0.7473   0.04538   0.03383  -0.0967   0.6237   1.0000
   5.250   0.7815   0.04524   0.03370  -0.0974   0.6203   1.0000
   5.500   0.7849   0.04718   0.03567  -0.0956   0.6089   1.0000
   5.750   0.8182   0.04704   0.03559  -0.0961   0.6053   1.0000
   6.000   0.8213   0.04906   0.03765  -0.0944   0.5939   1.0000
   6.250   0.8543   0.04889   0.03752  -0.0948   0.5901   1.0000
   6.750   0.8900   0.05073   0.03951  -0.0934   0.5748   1.0000
   7.000   0.8920   0.05294   0.04179  -0.0918   0.5632   1.0000
   7.250   0.9258   0.05251   0.04144  -0.0919   0.5594   1.0000
   7.750   0.9613   0.05426   0.04340  -0.0904   0.5438   1.0000
   8.000   0.9611   0.05675   0.04598  -0.0888   0.5314   1.0000
   8.250   0.9978   0.05581   0.04516  -0.0888   0.5280   1.0000
   8.500   0.9963   0.05846   0.04791  -0.0873   0.5152   1.0000
   8.750   1.0347   0.05722   0.04682  -0.0871   0.5122   1.0000
   9.000   1.0319   0.06002   0.04973  -0.0856   0.4990   1.0000
   9.500   1.0692   0.06124   0.05122  -0.0839   0.4827   1.0000
   9.750   1.0678   0.06397   0.05407  -0.0826   0.4696   1.0000
  10.000   1.1085   0.06210   0.05239  -0.0821   0.4663   1.0000
  10.250   1.1056   0.06495   0.05538  -0.0807   0.4528   1.0000
  10.500   1.1054   0.06759   0.05814  -0.0796   0.4398   1.0000
  10.750   1.1446   0.06558   0.05633  -0.0788   0.4353   1.0000
  11.000   1.1463   0.06791   0.05883  -0.0776   0.4224   1.0000
  11.250   1.1461   0.07055   0.06161  -0.0765   0.4092   1.0000
  11.750   1.1936   0.06968   0.06110  -0.0743   0.3912   1.0000
  12.000   1.1934   0.07226   0.06383  -0.0733   0.3777   1.0000
  12.250   1.1961   0.07452   0.06626  -0.0724   0.3644   1.0000
  12.500   1.2037   0.07610   0.06800  -0.0714   0.3517   1.0000
  12.750   1.2195   0.07651   0.06858  -0.0703   0.3397   1.0000
  13.000   1.2426   0.07578   0.06801  -0.0689   0.3276   1.0000
  13.250   1.2583   0.07607   0.06843  -0.0677   0.3137   1.0000
  13.500   1.2670   0.07738   0.06988  -0.0667   0.2988   1.0000
  13.750   1.2717   0.07929   0.07190  -0.0659   0.2832   1.0000
  14.000   1.2745   0.08152   0.07422  -0.0652   0.2673   1.0000
  14.250   1.2762   0.08397   0.07675  -0.0646   0.2509   1.0000
  14.500   1.2778   0.08648   0.07931  -0.0642   0.2344   1.0000
  14.750   1.2785   0.08916   0.08202  -0.0638   0.2177   1.0000
  15.000   1.2782   0.09204   0.08490  -0.0637   0.2013   1.0000
  15.250   1.2766   0.09517   0.08801  -0.0637   0.1853   1.0000
  15.500   1.2734   0.09867   0.09146  -0.0640   0.1698   1.0000
  15.750   1.2668   0.10290   0.09573  -0.0647   0.1549   1.0000
  16.000   1.2589   0.10745   0.10029  -0.0658   0.1402   1.0000
  16.250   1.2510   0.11209   0.10490  -0.0671   0.1262   1.0000
<< Back to Ornithopter airfoil. (s1020-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Ornithopter airfoil. (s1020-il)