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

S4061-096-84 (s4061-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: S4061-096-84 (s4061-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 35.69 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s4061-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-s4061-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: S4061-096-84                                    
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3351   0.10835   0.10190  -0.0304   1.0000   0.1946
  -8.250  -0.3088   0.10218   0.09570  -0.0285   1.0000   0.2039
  -8.000  -0.3265   0.10221   0.09592  -0.0298   1.0000   0.2094
  -7.750  -0.3068   0.09723   0.09096  -0.0281   1.0000   0.2195
  -7.500  -0.3290   0.09746   0.09140  -0.0274   1.0000   0.2243
  -7.250  -0.3143   0.09324   0.08722  -0.0255   1.0000   0.2333
  -7.000  -0.3388   0.09342   0.08759  -0.0224   1.0000   0.2384
  -6.750  -0.3713   0.09418   0.08855  -0.0192   1.0000   0.2399
  -6.500  -0.3574   0.09010   0.08450  -0.0158   1.0000   0.2495
  -6.250  -0.3876   0.09052   0.08508  -0.0139   1.0000   0.2546
  -6.000  -0.3838   0.08736   0.08198  -0.0105   1.0000   0.2622
  -5.750  -0.4086   0.08727   0.08201  -0.0105   1.0000   0.2704
  -5.500  -0.4026   0.08391   0.07870  -0.0066   1.0000   0.2780
  -5.250  -0.4173   0.08251   0.07739  -0.0069   1.0000   0.2882
  -5.000  -0.4253   0.08109   0.07603  -0.0078   1.0000   0.3020
  -4.750  -0.4177   0.07760   0.07259  -0.0024   1.0000   0.3108
  -4.500  -0.4193   0.07524   0.07028  -0.0013   1.0000   0.3242
  -4.250  -0.4192   0.07284   0.06790  -0.0001   1.0000   0.3403
  -4.000  -0.4199   0.07065   0.06575  -0.0005   1.0000   0.3647
  -3.750  -0.3078   0.04804   0.04131  -0.0480   1.0000   0.1314
  -3.500  -0.2764   0.04300   0.03566  -0.0518   1.0000   0.1244
  -3.250  -0.2476   0.03951   0.03161  -0.0539   1.0000   0.1249
  -3.000  -0.2191   0.03659   0.02815  -0.0553   1.0000   0.1268
  -2.750  -0.1895   0.03408   0.02495  -0.0563   1.0000   0.1331
  -2.500  -0.1649   0.03241   0.02306  -0.0565   1.0000   0.1456
  -2.250  -0.1392   0.03091   0.02121  -0.0567   1.0000   0.1664
  -2.000  -0.1158   0.02982   0.02008  -0.0565   1.0000   0.1981
  -1.750  -0.0924   0.02893   0.01913  -0.0562   1.0000   0.2414
  -1.500  -0.0703   0.02818   0.01851  -0.0557   1.0000   0.2903
  -1.250  -0.0459   0.02761   0.01806  -0.0555   1.0000   0.3538
  -1.000  -0.0215   0.02704   0.01778  -0.0553   1.0000   0.4424
  -0.750   0.0098   0.02543   0.01785  -0.0543   0.9940   0.7335
  -0.500   0.0558   0.02573   0.01754  -0.0592   0.9827   1.0000
  -0.250   0.0977   0.02683   0.01808  -0.0630   0.9726   1.0000
   0.000   0.1326   0.02777   0.01865  -0.0656   0.9622   1.0000
   0.250   0.1679   0.02878   0.01934  -0.0682   0.9516   1.0000
   0.500   0.2050   0.02987   0.02014  -0.0710   0.9414   1.0000
   0.750   0.2425   0.03096   0.02100  -0.0738   0.9306   1.0000
   1.000   0.2699   0.03188   0.02174  -0.0749   0.9193   1.0000
   1.250   0.3003   0.03289   0.02259  -0.0765   0.9082   1.0000
   1.500   0.3339   0.03397   0.02353  -0.0785   0.8970   1.0000
   1.750   0.3711   0.03508   0.02453  -0.0810   0.8857   1.0000
   2.000   0.3942   0.03603   0.02540  -0.0813   0.8734   1.0000
   2.250   0.4202   0.03706   0.02637  -0.0820   0.8610   1.0000
   2.500   0.4483   0.03813   0.02738  -0.0830   0.8487   1.0000
   2.750   0.4788   0.03919   0.02841  -0.0842   0.8361   1.0000
   3.000   0.5114   0.04022   0.02943  -0.0856   0.8230   1.0000
   3.250   0.5467   0.04119   0.03041  -0.0871   0.8099   1.0000
   3.500   0.5735   0.04216   0.03140  -0.0875   0.7958   1.0000
   3.750   0.5997   0.04312   0.03241  -0.0878   0.7814   1.0000
   4.000   0.6280   0.04402   0.03336  -0.0882   0.7665   1.0000
   4.250   0.6572   0.04486   0.03425  -0.0885   0.7514   1.0000
   4.500   0.6875   0.04562   0.03509  -0.0888   0.7361   1.0000
   4.750   0.7202   0.04622   0.03581  -0.0891   0.7207   1.0000
   5.000   0.7396   0.04719   0.03687  -0.0882   0.7037   1.0000
   5.250   0.7607   0.04809   0.03786  -0.0873   0.6862   1.0000
   5.500   0.7875   0.04870   0.03863  -0.0868   0.6688   1.0000
   5.750   0.8198   0.04891   0.03899  -0.0864   0.6515   1.0000
   6.000   0.8592   0.04853   0.03880  -0.0861   0.6346   1.0000
   6.250   0.9067   0.04729   0.03783  -0.0858   0.6182   1.0000
   6.500   0.9565   0.04526   0.03605  -0.0847   0.6024   1.0000
   6.750   0.9656   0.04649   0.03740  -0.0824   0.5800   1.0000
   7.000   1.0163   0.04385   0.03507  -0.0807   0.5622   1.0000
   7.250   1.0837   0.03940   0.03088  -0.0793   0.5436   1.0000
   7.500   1.1109   0.03866   0.03034  -0.0770   0.5182   1.0000
   7.750   1.1499   0.03682   0.02863  -0.0749   0.4907   1.0000
   8.000   1.1852   0.03541   0.02726  -0.0728   0.4599   1.0000
   8.250   1.2181   0.03442   0.02619  -0.0707   0.4265   1.0000
   8.500   1.2385   0.03470   0.02643  -0.0684   0.3926   1.0000
   8.750   1.2565   0.03531   0.02697  -0.0659   0.3584   1.0000
   9.000   1.2766   0.03601   0.02742  -0.0638   0.3239   1.0000
   9.250   1.2908   0.03741   0.02873  -0.0615   0.2917   1.0000
   9.500   1.3032   0.03912   0.03036  -0.0592   0.2611   1.0000
   9.750   1.3154   0.04107   0.03220  -0.0570   0.2323   1.0000
  10.000   1.3285   0.04324   0.03422  -0.0550   0.2053   1.0000
  10.250   1.3354   0.04555   0.03657  -0.0526   0.1824   1.0000
  10.500   1.3421   0.04798   0.03897  -0.0503   0.1617   1.0000
  10.750   1.3450   0.05054   0.04164  -0.0478   0.1449   1.0000
  11.000   1.3497   0.05342   0.04466  -0.0457   0.1310   1.0000
  11.250   1.3548   0.05670   0.04807  -0.0437   0.1203   1.0000
  11.500   1.3661   0.06001   0.05135  -0.0425   0.1101   1.0000
  11.750   1.3514   0.06371   0.05556  -0.0393   0.1076   1.0000
  12.000   1.3365   0.06767   0.05989  -0.0367   0.1057   1.0000
  12.250   1.3197   0.07188   0.06441  -0.0348   0.1043   1.0000
  12.500   1.2983   0.07659   0.06941  -0.0337   0.1039   1.0000
  12.750   1.2696   0.08219   0.07531  -0.0337   0.1046   1.0000
  13.000   1.2373   0.08883   0.08219  -0.0351   0.1062   1.0000
  13.250   1.2054   0.09636   0.08990  -0.0379   0.1078   1.0000
  13.500   1.1758   0.10464   0.09831  -0.0416   0.1093   1.0000
  13.750   1.1502   0.11348   0.10719  -0.0458   0.1105   1.0000
  14.000   1.0035   0.15983   0.15313  -0.0794   0.1662   1.0000
  14.250   1.0030   0.16641   0.15970  -0.0818   0.1646   1.0000
<< Back to S4061-096-84 (s4061-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to S4061-096-84 (s4061-il)