S4158 (s4158-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: S4158 (s4158-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.09 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s4158-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s4158-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: S4158
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.4383 0.10745 0.10177 -0.0167 1.0000 0.2349
-7.250 -0.4204 0.10301 0.09733 -0.0145 1.0000 0.2455
-7.000 -0.4577 0.10346 0.09793 -0.0118 1.0000 0.2496
-6.750 -0.4430 0.09951 0.09396 -0.0096 1.0000 0.2603
-6.500 -0.4835 0.09976 0.09439 -0.0083 1.0000 0.2649
-6.250 -0.4716 0.09612 0.09074 -0.0050 1.0000 0.2774
-6.000 -0.4733 0.09334 0.08801 -0.0026 1.0000 0.2883
-5.750 -0.4830 0.09108 0.08583 -0.0008 1.0000 0.2998
-5.500 -0.4903 0.08875 0.08356 0.0010 1.0000 0.3138
-5.250 -0.4929 0.08627 0.08112 0.0033 1.0000 0.3296
-5.000 -0.4947 0.08387 0.07877 0.0061 1.0000 0.3503
-4.750 -0.5013 0.08155 0.07651 0.0083 1.0000 0.3724
-3.500 -0.3846 0.04862 0.04111 -0.0349 1.0000 0.1430
-3.250 -0.3571 0.04459 0.03632 -0.0360 1.0000 0.1296
-3.000 -0.3331 0.04146 0.03273 -0.0361 1.0000 0.1238
-2.750 -0.3060 0.03880 0.02920 -0.0359 1.0000 0.1187
-2.500 -0.2817 0.03689 0.02680 -0.0354 1.0000 0.1184
-2.250 -0.2595 0.03523 0.02500 -0.0348 1.0000 0.1230
-2.000 -0.2355 0.03410 0.02339 -0.0341 1.0000 0.1315
-1.750 -0.2121 0.03272 0.02196 -0.0335 1.0000 0.1417
-1.500 -0.1881 0.03175 0.02082 -0.0328 1.0000 0.1599
-1.250 -0.1631 0.03070 0.01988 -0.0323 1.0000 0.1959
-1.000 -0.1338 0.02938 0.01904 -0.0324 1.0000 0.2936
-0.750 -0.0968 0.02636 0.01830 -0.0323 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0766 0.02687 0.01829 -0.0318 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0569 0.02742 0.01845 -0.0314 1.0000 1.0000
0.000 -0.0376 0.02801 0.01871 -0.0310 1.0000 1.0000
0.250 -0.0185 0.02864 0.01903 -0.0307 1.0000 1.0000
0.500 0.0004 0.02931 0.01944 -0.0303 1.0000 1.0000
0.750 0.0191 0.03002 0.01992 -0.0300 1.0000 1.0000
1.000 0.0374 0.03078 0.02048 -0.0298 1.0000 1.0000
1.250 0.0555 0.03157 0.02108 -0.0295 1.0000 1.0000
1.500 0.0734 0.03241 0.02177 -0.0293 1.0000 1.0000
1.750 0.0910 0.03330 0.02252 -0.0291 1.0000 1.0000
2.000 0.1083 0.03424 0.02332 -0.0290 1.0000 1.0000
2.250 0.1253 0.03523 0.02421 -0.0289 1.0000 1.0000
2.500 0.1421 0.03627 0.02515 -0.0288 1.0000 1.0000
2.750 0.1585 0.03737 0.02617 -0.0288 1.0000 1.0000
3.000 0.1748 0.03851 0.02726 -0.0288 1.0000 1.0000
3.250 0.1906 0.03972 0.02840 -0.0288 1.0000 1.0000
3.500 0.2063 0.04098 0.02962 -0.0289 1.0000 1.0000
3.750 0.2216 0.04230 0.03092 -0.0291 1.0000 1.0000
4.000 0.2366 0.04369 0.03229 -0.0293 1.0000 1.0000
4.250 0.3024 0.04796 0.03655 -0.0391 0.9705 1.0000
4.500 0.4633 0.05090 0.03955 -0.0569 0.8221 1.0000
4.750 0.5049 0.05228 0.04100 -0.0594 0.8036 1.0000
5.000 0.5224 0.05324 0.04202 -0.0587 0.7851 1.0000
5.250 0.5478 0.05426 0.04312 -0.0590 0.7670 1.0000
5.500 0.5796 0.05521 0.04416 -0.0599 0.7492 1.0000
5.750 0.6190 0.05595 0.04505 -0.0613 0.7321 1.0000
6.000 0.6344 0.05685 0.04604 -0.0603 0.7135 1.0000
6.250 0.6622 0.05751 0.04682 -0.0604 0.6953 1.0000
6.500 0.7007 0.05772 0.04720 -0.0611 0.6780 1.0000
6.750 0.7252 0.05823 0.04785 -0.0605 0.6592 1.0000
7.000 0.7510 0.05859 0.04841 -0.0599 0.6400 1.0000
7.250 0.7927 0.05793 0.04798 -0.0599 0.6219 1.0000
7.500 0.8207 0.05783 0.04808 -0.0588 0.6020 1.0000
7.750 0.8535 0.05713 0.04765 -0.0577 0.5814 1.0000
8.000 0.9176 0.05324 0.04417 -0.0568 0.5633 1.0000
8.250 0.9487 0.05162 0.04280 -0.0544 0.5401 1.0000
8.500 1.1118 0.03599 0.02794 -0.0542 0.5004 1.0000
8.750 1.1552 0.03334 0.02518 -0.0517 0.4438 1.0000
9.000 1.1720 0.03340 0.02487 -0.0481 0.3879 1.0000
9.250 1.1740 0.03463 0.02581 -0.0439 0.3388 1.0000
9.500 1.1763 0.03617 0.02696 -0.0400 0.2926 1.0000
9.750 1.1839 0.03815 0.02856 -0.0370 0.2503 1.0000
10.000 1.2011 0.04046 0.03055 -0.0354 0.2132 1.0000
10.250 1.2262 0.04316 0.03311 -0.0349 0.1848 1.0000
10.500 1.2446 0.04572 0.03572 -0.0337 0.1653 1.0000
10.750 1.2681 0.04871 0.03880 -0.0332 0.1502 1.0000
11.000 1.2813 0.05178 0.04212 -0.0317 0.1398 1.0000
11.250 1.2969 0.05503 0.04550 -0.0306 0.1304 1.0000
11.500 1.2966 0.05845 0.04937 -0.0279 0.1262 1.0000
11.750 1.3149 0.06223 0.05321 -0.0274 0.1187 1.0000
12.000 1.2971 0.06537 0.05679 -0.0233 0.1172 1.0000
12.250 1.2780 0.06881 0.06059 -0.0199 0.1159 1.0000
12.500 1.2570 0.07267 0.06476 -0.0172 0.1152 1.0000
12.750 1.2335 0.07702 0.06939 -0.0151 0.1150 1.0000
13.000 1.2070 0.08196 0.07454 -0.0139 0.1155 1.0000
13.250 1.1782 0.08759 0.08038 -0.0137 0.1163 1.0000
13.500 1.1493 0.09392 0.08688 -0.0145 0.1174 1.0000
13.750 1.1229 0.10087 0.09396 -0.0163 0.1185 1.0000
14.000 1.0979 0.10852 0.10169 -0.0189 0.1194 1.0000
14.250 0.9391 0.14896 0.14177 -0.0477 0.1592 1.0000
14.500 0.9214 0.16071 0.15345 -0.0544 0.1751 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S4158 (s4158-il)