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

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
<< Back to S4233-136-84 (s4233-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to S4233-136-84 (s4233-il)