S4233-136-84 (s4233-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: S4233-136-84 (s4233-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.62 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s4233-il-50000.txt Download as CSV file: xf-s4233-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: S4233-136-84
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3110 0.11170 0.10527 -0.0352 1.0000 0.2701
-9.250 -0.2907 0.10718 0.10077 -0.0339 1.0000 0.2790
-9.000 -0.3170 0.10709 0.10090 -0.0331 1.0000 0.2869
-8.750 -0.2974 0.10314 0.09695 -0.0312 1.0000 0.2964
-8.500 -0.3196 0.10250 0.09650 -0.0287 1.0000 0.3036
-8.250 -0.3149 0.10004 0.09409 -0.0261 1.0000 0.3106
-8.000 -0.3549 0.10116 0.09543 -0.0219 1.0000 0.3180
-7.500 -0.3936 0.10000 0.09452 -0.0147 1.0000 0.3327
-7.250 -0.3798 0.09598 0.09052 -0.0129 1.0000 0.3360
-7.000 -0.3871 0.09419 0.08880 -0.0102 1.0000 0.3398
-6.250 -0.5698 0.06662 0.06081 -0.0358 1.0000 0.1328
-6.000 -0.5707 0.06031 0.05407 -0.0374 1.0000 0.1216
-5.750 -0.5616 0.05636 0.04980 -0.0374 1.0000 0.1166
-5.500 -0.5510 0.05248 0.04558 -0.0376 1.0000 0.1139
-5.250 -0.5372 0.04873 0.04133 -0.0380 1.0000 0.1122
-5.000 -0.5203 0.04544 0.03751 -0.0381 1.0000 0.1110
-4.750 -0.5013 0.04260 0.03415 -0.0380 1.0000 0.1106
-4.500 -0.4808 0.04015 0.03120 -0.0377 1.0000 0.1104
-4.250 -0.4597 0.03812 0.02877 -0.0372 1.0000 0.1116
-4.000 -0.4384 0.03648 0.02678 -0.0365 1.0000 0.1144
-3.750 -0.4165 0.03522 0.02507 -0.0358 1.0000 0.1198
-3.500 -0.3967 0.03394 0.02389 -0.0351 1.0000 0.1292
-3.250 -0.3758 0.03280 0.02274 -0.0341 1.0000 0.1408
-3.000 -0.3424 0.03169 0.02176 -0.0352 0.9954 0.1736
-2.750 -0.3104 0.02867 0.02105 -0.0359 0.9896 0.4631
-2.500 -0.2973 0.02949 0.02262 -0.0306 0.9829 0.6519
-2.250 -0.2880 0.03012 0.02338 -0.0250 0.9762 0.7377
-2.000 -0.2785 0.03063 0.02392 -0.0193 0.9699 0.8103
-1.750 -0.2642 0.03087 0.02414 -0.0149 0.9630 0.8845
-1.500 -0.0716 0.03379 0.02605 -0.0441 0.9494 1.0000
-1.250 -0.0749 0.03335 0.02545 -0.0430 0.9416 1.0000
-1.000 -0.0782 0.03300 0.02492 -0.0412 0.9342 1.0000
-0.750 -0.0566 0.03344 0.02503 -0.0429 0.9262 1.0000
-0.500 -0.0312 0.03406 0.02534 -0.0448 0.9180 1.0000
-0.250 -0.0048 0.03484 0.02584 -0.0465 0.9099 1.0000
0.000 0.0271 0.03579 0.02650 -0.0490 0.9013 1.0000
0.250 0.0481 0.03658 0.02707 -0.0495 0.8932 1.0000
0.500 0.0876 0.03782 0.02808 -0.0529 0.8841 1.0000
0.750 0.1000 0.03849 0.02858 -0.0520 0.8761 1.0000
1.000 0.1341 0.03970 0.02960 -0.0543 0.8671 1.0000
1.250 0.1506 0.04057 0.03033 -0.0541 0.8588 1.0000
1.500 0.1789 0.04173 0.03136 -0.0555 0.8498 1.0000
1.750 0.2030 0.04280 0.03231 -0.0563 0.8408 1.0000
2.000 0.2228 0.04392 0.03333 -0.0565 0.8324 1.0000
2.250 0.2599 0.04526 0.03456 -0.0589 0.8224 1.0000
2.500 0.2670 0.04626 0.03550 -0.0575 0.8141 1.0000
2.750 0.2971 0.04757 0.03674 -0.0590 0.8043 1.0000
3.000 0.3138 0.04877 0.03788 -0.0588 0.7954 1.0000
3.250 0.3341 0.05009 0.03916 -0.0591 0.7861 1.0000
3.500 0.3707 0.05146 0.04050 -0.0611 0.7754 1.0000
3.750 0.3735 0.05277 0.04179 -0.0595 0.7674 1.0000
4.000 0.3987 0.05414 0.04315 -0.0602 0.7565 1.0000
4.250 0.4264 0.05554 0.04455 -0.0613 0.7466 1.0000
4.500 0.4332 0.05706 0.04607 -0.0602 0.7376 1.0000
4.750 0.4589 0.05851 0.04753 -0.0609 0.7264 1.0000
5.000 0.4830 0.05999 0.04903 -0.0615 0.7163 1.0000
5.250 0.4897 0.06167 0.05074 -0.0606 0.7067 1.0000
5.500 0.5137 0.06323 0.05234 -0.0612 0.6958 1.0000
5.750 0.5469 0.06458 0.05375 -0.0623 0.6835 1.0000
6.000 0.5422 0.06669 0.05589 -0.0608 0.6756 1.0000
6.250 0.5623 0.06831 0.05757 -0.0609 0.6636 1.0000
6.500 0.5892 0.06982 0.05917 -0.0615 0.6515 1.0000
6.750 0.6085 0.07149 0.06091 -0.0616 0.6400 1.0000
7.000 0.6091 0.07377 0.06325 -0.0607 0.6303 1.0000
7.250 0.6279 0.07554 0.06510 -0.0608 0.6182 1.0000
7.500 0.6505 0.07713 0.06681 -0.0609 0.6050 1.0000
7.750 0.6784 0.07855 0.06835 -0.0612 0.5920 1.0000
8.000 0.6800 0.08100 0.07087 -0.0606 0.5811 1.0000
8.250 0.6868 0.08336 0.07331 -0.0602 0.5695 1.0000
8.500 0.7028 0.08524 0.07530 -0.0600 0.5559 1.0000
8.750 0.7201 0.08716 0.07737 -0.0598 0.5430 1.0000
9.000 0.7379 0.08891 0.07924 -0.0596 0.5286 1.0000
9.250 0.7571 0.09065 0.08112 -0.0593 0.5149 1.0000
9.500 0.7734 0.09239 0.08299 -0.0589 0.5000 1.0000
9.750 0.7904 0.09414 0.08490 -0.0584 0.4854 1.0000
10.000 0.8040 0.09600 0.08690 -0.0578 0.4701 1.0000
10.250 0.8181 0.09789 0.08893 -0.0573 0.4552 1.0000
10.500 0.8290 0.09995 0.09114 -0.0567 0.4395 1.0000
10.750 0.8395 0.10208 0.09343 -0.0562 0.4237 1.0000
11.000 0.8497 0.10421 0.09570 -0.0556 0.4076 1.0000
11.250 1.2105 0.05352 0.04668 -0.0364 0.3507 1.0000
11.500 0.8777 0.10744 0.09924 -0.0539 0.3733 1.0000
11.750 0.9244 0.10410 0.09624 -0.0505 0.3518 1.0000
12.000 0.9237 0.10752 0.09977 -0.0503 0.3357 1.0000
12.250 0.9242 0.11070 0.10306 -0.0501 0.3189 1.0000
12.500 0.9294 0.11330 0.10578 -0.0497 0.3020 1.0000
12.750 0.9821 0.10626 0.09915 -0.0438 0.2748 1.0000
13.000 1.2267 0.06223 0.05359 -0.0186 0.1370 1.0000
13.250 1.2288 0.06561 0.05699 -0.0175 0.1223 1.0000
13.500 1.2404 0.06880 0.06017 -0.0164 0.1098 1.0000
13.750 1.2355 0.07295 0.06465 -0.0159 0.1042 1.0000
14.000 1.2475 0.07643 0.06818 -0.0152 0.0970 1.0000
14.250 1.2322 0.08137 0.07349 -0.0153 0.0954 1.0000
14.500 1.2144 0.08688 0.07933 -0.0160 0.0943 1.0000
14.750 1.1935 0.09294 0.08569 -0.0174 0.0940 1.0000
15.000 1.1672 0.10000 0.09303 -0.0197 0.0946 1.0000
15.250 1.1377 0.10811 0.10135 -0.0232 0.0957 1.0000
15.500 1.1088 0.11705 0.11046 -0.0275 0.0972 1.0000
15.750 1.0818 0.12661 0.12012 -0.0324 0.0983 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to S4233-136-84 (s4233-il)