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

S4022 (s4022-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: S4022 (s4022-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 39.37 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s4022-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-s4022-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: S4022                                           
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.250  -0.3860   0.10863   0.10274  -0.0199   1.0000   0.2565
  -7.000  -0.3715   0.10466   0.09875  -0.0178   1.0000   0.2667
  -6.750  -0.4122   0.10605   0.10038  -0.0145   1.0000   0.2714
  -6.500  -0.3992   0.10232   0.09664  -0.0124   1.0000   0.2843
  -6.250  -0.3951   0.09947   0.09384  -0.0100   1.0000   0.2948
  -6.000  -0.4398   0.10082   0.09543  -0.0068   1.0000   0.3004
  -5.750  -0.4352   0.09795   0.09257  -0.0040   1.0000   0.3140
  -5.500  -0.4336   0.09540   0.09007  -0.0013   1.0000   0.3275
  -5.250  -0.4363   0.09319   0.08794   0.0012   1.0000   0.3413
  -5.000  -0.4440   0.09140   0.08623   0.0035   1.0000   0.3565
  -4.750  -0.4546   0.08967   0.08460   0.0051   1.0000   0.3730
  -4.500  -0.4477   0.08685   0.08181   0.0086   1.0000   0.3895
  -4.250  -0.4439   0.08446   0.07946   0.0117   1.0000   0.4079
  -4.000  -0.3694   0.05832   0.05213  -0.0556   1.0000   0.1859
  -3.750  -0.2992   0.04749   0.03990  -0.0705   1.0000   0.1267
  -3.500  -0.2647   0.04354   0.03550  -0.0740   1.0000   0.1194
  -3.250  -0.2287   0.04058   0.03192  -0.0772   1.0000   0.1185
  -3.000  -0.1969   0.03843   0.02932  -0.0791   1.0000   0.1202
  -2.750  -0.1653   0.03651   0.02691  -0.0803   1.0000   0.1200
  -2.500  -0.1367   0.03507   0.02510  -0.0808   1.0000   0.1208
  -2.250  -0.1106   0.03399   0.02370  -0.0806   1.0000   0.1239
  -2.000  -0.0868   0.03319   0.02267  -0.0799   1.0000   0.1288
  -1.750  -0.0639   0.03247   0.02200  -0.0792   1.0000   0.1383
  -1.500  -0.0367   0.03182   0.02140  -0.0795   1.0000   0.1610
  -1.250  -0.0041   0.02959   0.02198  -0.0781   1.0000   0.6777
  -1.000  -0.0139   0.02993   0.02256  -0.0688   1.0000   0.7795
  -0.750  -0.0278   0.02974   0.02255  -0.0592   1.0000   0.8611
  -0.500  -0.0432   0.02840   0.02147  -0.0514   1.0000   0.9906
  -0.250  -0.0058   0.02919   0.02167  -0.0559   1.0000   1.0000
   0.000   0.0284   0.03007   0.02211  -0.0598   1.0000   1.0000
   0.250   0.0595   0.03100   0.02267  -0.0629   1.0000   1.0000
   0.500   0.0882   0.03197   0.02334  -0.0654   1.0000   1.0000
   0.750   0.1149   0.03299   0.02406  -0.0675   1.0000   1.0000
   1.000   0.1676   0.03490   0.02563  -0.0743   0.9864   1.0000
   1.250   0.2197   0.03671   0.02713  -0.0806   0.9724   1.0000
   1.500   0.2597   0.03800   0.02819  -0.0847   0.9592   1.0000
   1.750   0.2993   0.03929   0.02931  -0.0885   0.9462   1.0000
   2.000   0.3389   0.04059   0.03044  -0.0922   0.9337   1.0000
   2.250   0.3749   0.04177   0.03150  -0.0952   0.9209   1.0000
   2.500   0.4068   0.04288   0.03253  -0.0974   0.9081   1.0000
   2.750   0.4381   0.04401   0.03359  -0.0995   0.8953   1.0000
   3.000   0.4693   0.04515   0.03468  -0.1014   0.8822   1.0000
   3.250   0.4999   0.04631   0.03580  -0.1032   0.8691   1.0000
   3.500   0.5302   0.04746   0.03694  -0.1049   0.8559   1.0000
   3.750   0.5602   0.04862   0.03811  -0.1065   0.8426   1.0000
   4.000   0.5900   0.04976   0.03927  -0.1079   0.8291   1.0000
   4.250   0.6194   0.05090   0.04043  -0.1093   0.8153   1.0000
   4.500   0.6483   0.05202   0.04163  -0.1104   0.8015   1.0000
   4.750   0.6772   0.05312   0.04278  -0.1115   0.7873   1.0000
   5.000   0.7058   0.05420   0.04394  -0.1124   0.7728   1.0000
   5.250   0.7346   0.05524   0.04506  -0.1133   0.7582   1.0000
   5.500   0.7639   0.05620   0.04617  -0.1140   0.7433   1.0000
   5.750   0.7945   0.05705   0.04713  -0.1147   0.7282   1.0000
   6.000   0.8267   0.05775   0.04797  -0.1154   0.7129   1.0000
   6.250   0.8619   0.05817   0.04856  -0.1161   0.6975   1.0000
   6.500   0.8952   0.05855   0.04916  -0.1165   0.6816   1.0000
   6.750   0.9071   0.06002   0.05076  -0.1151   0.6627   1.0000
   7.000   0.9393   0.06018   0.05113  -0.1150   0.6451   1.0000
   7.250   0.9856   0.05903   0.05024  -0.1152   0.6281   1.0000
   7.500   1.0497   0.05581   0.04746  -0.1155   0.6120   1.0000
   7.750   1.0593   0.05702   0.04883  -0.1132   0.5895   1.0000
   8.000   1.2338   0.04222   0.03494  -0.1176   0.5671   1.0000
   8.250   1.3150   0.03675   0.02976  -0.1188   0.5239   1.0000
   8.500   1.3454   0.03531   0.02834  -0.1161   0.4784   1.0000
   8.750   1.3672   0.03473   0.02751  -0.1127   0.4265   1.0000
   9.000   1.3705   0.03564   0.02827  -0.1078   0.3783   1.0000
   9.250   1.3737   0.03694   0.02923  -0.1033   0.3316   1.0000
   9.500   1.3786   0.03877   0.03072  -0.0994   0.2895   1.0000
   9.750   1.3854   0.04087   0.03254  -0.0962   0.2531   1.0000
  10.000   1.3986   0.04333   0.03482  -0.0940   0.2207   1.0000
  10.250   1.4101   0.04586   0.03723  -0.0918   0.1933   1.0000
  10.500   1.4231   0.04875   0.04005  -0.0898   0.1685   1.0000
  10.750   1.4303   0.05141   0.04250  -0.0875   0.1456   1.0000
  11.000   1.4261   0.05403   0.04525  -0.0838   0.1298   1.0000
  11.250   1.4264   0.05709   0.04842  -0.0809   0.1149   1.0000
  11.500   1.4324   0.06085   0.05234  -0.0787   0.1027   1.0000
  11.750   1.4427   0.06483   0.05646  -0.0773   0.0927   1.0000
  12.000   1.4301   0.06841   0.06053  -0.0738   0.0893   1.0000
  12.250   1.4506   0.07312   0.06514  -0.0738   0.0815   1.0000
  12.500   1.4335   0.07715   0.06963  -0.0706   0.0809   1.0000
  12.750   1.4148   0.08156   0.07444  -0.0680   0.0805   1.0000
  13.000   1.3944   0.08633   0.07956  -0.0662   0.0804   1.0000
  13.250   1.3725   0.09148   0.08503  -0.0652   0.0804   1.0000
  13.500   1.3495   0.09706   0.09089  -0.0650   0.0806   1.0000
  13.750   1.3264   0.10308   0.09716  -0.0657   0.0809   1.0000
  14.000   1.3039   0.10954   0.10383  -0.0673   0.0813   1.0000
  14.250   1.2826   0.11646   0.11091  -0.0697   0.0817   1.0000
  14.500   1.1889   0.13514   0.12998  -0.0841   0.0958   1.0000
  14.750   1.1801   0.14259   0.13744  -0.0875   0.0947   1.0000
  15.000   1.0956   0.17777   0.17230  -0.1133   0.1328   1.0000
  15.250   1.0938   0.18513   0.17963  -0.1170   0.1332   1.0000
  15.500   1.0981   0.19187   0.18637  -0.1194   0.1337   1.0000
<< Back to S4022 (s4022-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to S4022 (s4022-il)