S1091 (s1091-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: S1091 (s1091-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 46.09 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s1091-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s1091-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: S1091
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3007 0.11553 0.10864 -0.0219 1.0000 0.0908
-7.750 -0.3066 0.11570 0.10894 -0.0218 1.0000 0.0918
-7.500 -0.3145 0.11619 0.10958 -0.0217 1.0000 0.0922
-7.250 -0.3127 0.11393 0.10745 -0.0222 1.0000 0.0929
-7.000 -0.2942 0.10602 0.09951 -0.0191 1.0000 0.0967
-6.750 -0.2927 0.10374 0.09731 -0.0180 1.0000 0.0996
-6.500 -0.2917 0.10193 0.09560 -0.0178 1.0000 0.1027
-6.250 -0.2913 0.10097 0.09475 -0.0187 1.0000 0.1052
-6.000 -0.2898 0.10165 0.09554 -0.0230 1.0000 0.1067
-5.750 -0.2856 0.09704 0.09101 -0.0206 1.0000 0.1083
-5.500 -0.2810 0.09319 0.08722 -0.0176 1.0000 0.1120
-5.250 -0.2768 0.09107 0.08518 -0.0176 1.0000 0.1164
-5.000 -0.2673 0.09100 0.08517 -0.0230 1.0000 0.1208
-4.750 -0.2636 0.08748 0.08175 -0.0217 1.0000 0.1231
-4.500 -0.2610 0.08431 0.07866 -0.0188 1.0000 0.1279
-4.250 -0.2424 0.08389 0.07823 -0.0258 1.0000 0.1354
-4.000 -0.2406 0.08014 0.07458 -0.0231 1.0000 0.1383
-3.750 -0.2347 0.07748 0.07199 -0.0219 1.0000 0.1447
-3.500 -0.2147 0.07550 0.07001 -0.0271 1.0000 0.1520
-3.250 -0.2093 0.07261 0.06719 -0.0251 1.0000 0.1583
-3.000 -0.1872 0.07033 0.06486 -0.0297 1.0000 0.1671
-2.750 -0.1600 0.06839 0.06287 -0.0351 1.0000 0.1798
-2.500 -0.1565 0.06510 0.05968 -0.0320 1.0000 0.1864
-2.250 -0.1348 0.06255 0.05712 -0.0348 1.0000 0.1993
-2.000 -0.1124 0.06009 0.05465 -0.0374 1.0000 0.2141
-1.750 -0.0789 0.05811 0.05259 -0.0430 1.0000 0.2376
-1.500 -0.0625 0.05530 0.04981 -0.0430 1.0000 0.2548
-1.250 -0.0373 0.05307 0.04754 -0.0454 1.0000 0.2824
-1.000 -0.0181 0.05068 0.04518 -0.0458 1.0000 0.3141
-0.750 -0.0004 0.04847 0.04302 -0.0457 1.0000 0.3585
0.500 0.2700 0.03739 0.02968 -0.0842 1.0000 0.1475
0.750 0.3031 0.03598 0.02788 -0.0861 1.0000 0.1405
1.000 0.3362 0.03500 0.02627 -0.0876 1.0000 0.1352
1.250 0.3965 0.03384 0.02449 -0.0935 0.9893 0.1373
1.500 0.4545 0.03340 0.02351 -0.0988 0.9767 0.1656
1.750 0.5091 0.03258 0.02295 -0.1034 0.9642 0.3006
2.000 0.5592 0.03072 0.02198 -0.1071 0.9506 1.0000
2.250 0.6092 0.03157 0.02226 -0.1116 0.9338 1.0000
2.500 0.6515 0.03226 0.02266 -0.1148 0.9150 1.0000
2.750 0.6955 0.03283 0.02303 -0.1179 0.8959 1.0000
3.000 0.7466 0.03316 0.02322 -0.1218 0.8778 1.0000
3.250 0.7834 0.03356 0.02357 -0.1233 0.8564 1.0000
3.500 0.8333 0.03349 0.02349 -0.1262 0.8367 1.0000
3.750 0.8780 0.03333 0.02340 -0.1279 0.8155 1.0000
4.000 0.9324 0.03249 0.02263 -0.1303 0.7944 1.0000
4.250 0.9819 0.03157 0.02181 -0.1315 0.7718 1.0000
4.500 1.0369 0.03003 0.02045 -0.1326 0.7487 1.0000
4.750 1.0775 0.02905 0.01955 -0.1318 0.7209 1.0000
5.000 1.1171 0.02800 0.01854 -0.1305 0.6906 1.0000
5.250 1.1458 0.02755 0.01811 -0.1281 0.6559 1.0000
5.500 1.1756 0.02697 0.01756 -0.1257 0.6189 1.0000
5.750 1.1987 0.02678 0.01731 -0.1227 0.5778 1.0000
6.000 1.2204 0.02668 0.01707 -0.1196 0.5332 1.0000
6.250 1.2394 0.02689 0.01705 -0.1163 0.4843 1.0000
6.500 1.2572 0.02760 0.01745 -0.1132 0.4321 1.0000
6.750 1.2733 0.02887 0.01838 -0.1104 0.3805 1.0000
7.000 1.2905 0.03045 0.01965 -0.1080 0.3358 1.0000
7.250 1.3100 0.03211 0.02096 -0.1062 0.2999 1.0000
7.500 1.3307 0.03390 0.02258 -0.1048 0.2718 1.0000
7.750 1.3514 0.03597 0.02487 -0.1034 0.2510 1.0000
8.000 1.3733 0.03800 0.02696 -0.1023 0.2344 1.0000
8.250 1.3936 0.04003 0.02909 -0.1010 0.2201 1.0000
8.500 1.4136 0.04239 0.03166 -0.0998 0.2094 1.0000
8.750 1.4389 0.04495 0.03422 -0.0994 0.2014 1.0000
9.000 1.4495 0.04814 0.03813 -0.0971 0.1961 1.0000
9.250 1.4648 0.05123 0.04156 -0.0955 0.1911 1.0000
9.500 1.4799 0.05443 0.04499 -0.0942 0.1859 1.0000
9.750 1.4784 0.05820 0.04940 -0.0911 0.1818 1.0000
10.000 1.4826 0.06175 0.05332 -0.0889 0.1777 1.0000
10.250 1.4880 0.06576 0.05765 -0.0870 0.1754 1.0000
10.500 1.5002 0.07022 0.06226 -0.0860 0.1734 1.0000
10.750 1.4866 0.07545 0.06793 -0.0832 0.1733 1.0000
11.000 1.4017 0.08285 0.07593 -0.0775 0.1780 1.0000
11.250 1.3345 0.09147 0.08466 -0.0767 0.1819 1.0000
11.500 1.2874 0.10166 0.09487 -0.0802 0.1850 1.0000
11.750 1.2669 0.11056 0.10379 -0.0835 0.1870 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S1091 (s1091-il)