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

S2027 (s2027-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: S2027 (s2027-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.73 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s2027-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-s2027-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: S2027                                           
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3336   0.11576   0.10915  -0.0252   1.0000   0.2853
  -9.750  -0.3099   0.11056   0.10394  -0.0249   1.0000   0.2909
  -9.500  -0.3299   0.10970   0.10325  -0.0259   1.0000   0.3009
  -9.250  -0.3073   0.10454   0.09806  -0.0258   1.0000   0.3042
  -9.000  -0.3007   0.10115   0.09473  -0.0260   1.0000   0.3081
  -8.750  -0.4345   0.08253   0.07658  -0.0499   1.0000   0.1523
  -8.500  -0.4212   0.07949   0.07358  -0.0477   1.0000   0.1471
  -8.250  -0.4942   0.07479   0.06907  -0.0473   1.0000   0.1347
  -8.000  -0.5143   0.07228   0.06662  -0.0445   1.0000   0.1321
  -7.750  -0.5862   0.06752   0.06151  -0.0427   1.0000   0.1222
  -7.500  -0.5886   0.06450   0.05852  -0.0405   1.0000   0.1205
  -7.250  -0.5969   0.06140   0.05532  -0.0386   1.0000   0.1186
  -7.000  -0.6057   0.05793   0.05164  -0.0369   1.0000   0.1166
  -6.750  -0.6110   0.05436   0.04774  -0.0355   1.0000   0.1150
  -6.500  -0.6110   0.05087   0.04385  -0.0343   1.0000   0.1138
  -6.250  -0.6058   0.04765   0.04017  -0.0332   1.0000   0.1128
  -6.000  -0.5958   0.04487   0.03700  -0.0321   1.0000   0.1132
  -5.750  -0.5826   0.04222   0.03388  -0.0311   1.0000   0.1132
  -5.500  -0.5667   0.03989   0.03115  -0.0302   1.0000   0.1138
  -5.250  -0.5492   0.03792   0.02883  -0.0292   1.0000   0.1153
  -5.000  -0.5307   0.03617   0.02675  -0.0282   1.0000   0.1183
  -4.750  -0.5113   0.03474   0.02490  -0.0272   1.0000   0.1224
  -4.500  -0.4936   0.03343   0.02373  -0.0262   1.0000   0.1307
  -4.250  -0.4752   0.03227   0.02253  -0.0251   1.0000   0.1422
  -4.000  -0.4550   0.03111   0.02146  -0.0241   0.9993   0.1589
  -3.750  -0.4167   0.02905   0.02007  -0.0264   0.9911   0.2413
  -3.500  -0.3951   0.02791   0.02103  -0.0245   0.9824   0.5230
  -3.250  -0.3756   0.02935   0.02268  -0.0208   0.9720   0.6213
  -3.000  -0.3575   0.03050   0.02384  -0.0169   0.9615   0.6827
  -2.750  -0.3395   0.03141   0.02471  -0.0129   0.9515   0.7318
  -2.500  -0.3169   0.03221   0.02539  -0.0099   0.9420   0.7781
  -2.250  -0.3028   0.03249   0.02556  -0.0063   0.9315   0.8181
  -2.000  -0.2782   0.03299   0.02592  -0.0042   0.9218   0.8587
  -1.750  -0.2149   0.03405   0.02664  -0.0091   0.9113   0.9034
  -1.500  -0.0980   0.03539   0.02745  -0.0250   0.9000   0.9415
  -1.250   0.0308   0.03613   0.02770  -0.0445   0.8883   0.9699
  -1.000   0.1467   0.03623   0.02743  -0.0625   0.8775   0.9941
  -0.750   0.1997   0.03624   0.02724  -0.0693   0.8670   1.0000
  -0.500   0.1941   0.03653   0.02747  -0.0664   0.8547   1.0000
  -0.250   0.1839   0.03683   0.02772  -0.0628   0.8428   1.0000
   0.000   0.1788   0.03711   0.02793  -0.0598   0.8320   1.0000
   0.250   0.1974   0.03738   0.02807  -0.0600   0.8223   1.0000
   0.500   0.1631   0.03761   0.02825  -0.0527   0.8110   1.0000
   0.750   0.1653   0.03816   0.02865  -0.0505   0.8009   1.0000
   1.000   0.1983   0.03883   0.02915  -0.0523   0.7910   1.0000
   1.250   0.2076   0.03966   0.02984  -0.0511   0.7801   1.0000
   1.500   0.2233   0.04061   0.03066  -0.0508   0.7698   1.0000
   1.750   0.2560   0.04146   0.03138  -0.0523   0.7599   1.0000
   2.000   0.2737   0.04246   0.03228  -0.0521   0.7493   1.0000
   2.250   0.2873   0.04360   0.03333  -0.0514   0.7388   1.0000
   2.500   0.3167   0.04457   0.03421  -0.0524   0.7291   1.0000
   2.750   0.3373   0.04567   0.03525  -0.0524   0.7188   1.0000
   3.000   0.3477   0.04703   0.03654  -0.0515   0.7085   1.0000
   3.250   0.3757   0.04810   0.03757  -0.0522   0.6990   1.0000
   3.500   0.3952   0.04932   0.03875  -0.0521   0.6888   1.0000
   3.750   0.4025   0.05097   0.04036  -0.0512   0.6792   1.0000
   4.000   0.4331   0.05203   0.04141  -0.0520   0.6697   1.0000
   4.250   0.4435   0.05363   0.04299  -0.0513   0.6597   1.0000
   4.500   0.4533   0.05539   0.04474  -0.0507   0.6504   1.0000
   4.750   0.4913   0.05626   0.04561  -0.0518   0.6410   1.0000
   5.000   0.4843   0.05865   0.04799  -0.0503   0.6318   1.0000
   5.250   0.5027   0.06027   0.04964  -0.0503   0.6228   1.0000
   5.500   0.5232   0.06181   0.05120  -0.0504   0.6136   1.0000
   5.750   0.5233   0.06428   0.05368  -0.0497   0.6058   1.0000
   6.000   0.5604   0.06527   0.05470  -0.0505   0.5961   1.0000
   6.250   0.5452   0.06845   0.05789  -0.0494   0.5892   1.0000
   6.500   0.5735   0.06993   0.05943  -0.0498   0.5801   1.0000
   6.750   0.5645   0.07306   0.06259  -0.0493   0.5744   1.0000
   7.000   0.5908   0.07469   0.06427  -0.0496   0.5648   1.0000
   7.250   0.5824   0.07805   0.06766  -0.0494   0.5610   1.0000
   7.500   0.6112   0.07962   0.06930  -0.0497   0.5504   1.0000
   7.750   0.6038   0.08327   0.07299  -0.0499   0.5489   1.0000
   8.000   0.6022   0.08680   0.07659  -0.0504   0.5485   1.0000
   8.250   0.6087   0.09043   0.08029  -0.0514   0.5503   1.0000
   8.500   0.5568   0.09971   0.08962  -0.0559   0.6267   1.0000
   8.750   0.5521   0.10121   0.09115  -0.0549   0.6154   1.0000
   9.000   0.5603   0.10388   0.09390  -0.0551   0.6063   1.0000
   9.250   0.5901   0.10769   0.09781  -0.0567   0.5961   1.0000
   9.500   0.5934   0.10960   0.09977  -0.0563   0.5835   1.0000
   9.750   0.5940   0.11195   0.10218  -0.0561   0.5736   1.0000
  10.000   0.6141   0.11556   0.10588  -0.0572   0.5650   1.0000
  10.250   0.6361   0.11886   0.10931  -0.0580   0.5521   1.0000
  10.500   0.6280   0.12057   0.11106  -0.0575   0.5414   1.0000
  10.750   0.6371   0.12374   0.11431  -0.0580   0.5325   1.0000
  11.000   0.6631   0.12778   0.11847  -0.0591   0.5212   1.0000
  11.250   0.6638   0.12985   0.12061  -0.0591   0.5092   1.0000
  11.500   0.6640   0.13257   0.12339  -0.0595   0.4995   1.0000
  11.750   0.6788   0.13613   0.12705  -0.0602   0.4892   1.0000
  12.000   0.7071   0.14068   0.13177  -0.0612   0.4769   1.0000
  12.250   0.6963   0.14207   0.13320  -0.0612   0.4656   1.0000
  12.500   0.7008   0.14504   0.13624  -0.0618   0.4542   1.0000
  12.750   0.7158   0.14904   0.14036  -0.0627   0.4451   1.0000
  13.000   0.7378   0.15338   0.14483  -0.0634   0.4321   1.0000
  13.250   0.7406   0.15570   0.14724  -0.0638   0.4188   1.0000
  13.500   0.7343   0.15813   0.14970  -0.0649   0.4097   1.0000
<< Back to S2027 (s2027-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to S2027 (s2027-il)