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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S4022 (s4022-il)