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

SG6043 (sg6043-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: SG6043 (sg6043-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 39.71 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-sg6043-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-sg6043-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: SG6043                                          
  
 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  -0.3588   0.12181   0.11564  -0.0212   1.0000   0.1519
  -7.250  -0.3827   0.12264   0.11661  -0.0196   1.0000   0.1531
  -7.000  -0.4065   0.12321   0.11731  -0.0179   1.0000   0.1535
  -6.750  -0.3667   0.11473   0.10876  -0.0159   1.0000   0.1628
  -6.500  -0.3821   0.11411   0.10824  -0.0139   1.0000   0.1671
  -6.250  -0.4046   0.11427   0.10853  -0.0127   1.0000   0.1693
  -6.000  -0.4259   0.11477   0.10915  -0.0171   1.0000   0.1707
  -5.750  -0.4017   0.10813   0.10249  -0.0088   1.0000   0.1791
  -5.500  -0.4122   0.10694   0.10139  -0.0094   1.0000   0.1850
  -5.250  -0.4220   0.10531   0.09985  -0.0133   1.0000   0.1885
  -5.000  -0.4132   0.10149   0.09606  -0.0072   1.0000   0.1957
  -4.750  -0.4183   0.10053   0.09514  -0.0169   1.0000   0.2049
  -4.500  -0.4142   0.09645   0.09112  -0.0086   1.0000   0.2096
  -4.250  -0.4095   0.09429   0.08897  -0.0159   1.0000   0.2223
  -4.000  -0.4071   0.09105   0.08580  -0.0092   1.0000   0.2280
  -3.750  -0.3998   0.08820   0.08297  -0.0126   1.0000   0.2415
  -3.500  -0.3902   0.08544   0.08020  -0.0150   1.0000   0.2574
  -3.250  -0.3807   0.08267   0.07746  -0.0157   1.0000   0.2742
  -3.000  -0.3724   0.07997   0.07479  -0.0150   1.0000   0.2917
  -2.750  -0.3657   0.07736   0.07222  -0.0130   1.0000   0.3105
  -2.500  -0.3542   0.07506   0.06994  -0.0136   1.0000   0.3422
  -2.250  -0.3479   0.07298   0.06792  -0.0111   1.0000   0.3758
  -1.250  -0.0440   0.04789   0.03994  -0.0816   1.0000   0.1519
  -1.000  -0.0091   0.04562   0.03734  -0.0845   1.0000   0.1471
  -0.750   0.0292   0.04375   0.03489  -0.0876   1.0000   0.1426
  -0.500   0.0644   0.04240   0.03297  -0.0897   1.0000   0.1404
  -0.250   0.0924   0.04164   0.03196  -0.0906   1.0000   0.1454
   0.000   0.1216   0.04125   0.03109  -0.0914   1.0000   0.1541
   0.250   0.1482   0.04084   0.03057  -0.0920   1.0000   0.1695
   0.500   0.1749   0.04059   0.03033  -0.0925   1.0000   0.1966
   0.750   0.2036   0.04047   0.03025  -0.0932   1.0000   0.2469
   1.000   0.2455   0.03862   0.03076  -0.0942   1.0000   0.7183
   1.250   0.2488   0.03859   0.03034  -0.0908   1.0000   1.0000
   1.500   0.2686   0.03976   0.03107  -0.0909   1.0000   1.0000
   1.750   0.2875   0.04098   0.03198  -0.0910   1.0000   1.0000
   2.000   0.3637   0.04385   0.03434  -0.1011   0.9659   1.0000
   2.250   0.4069   0.04547   0.03569  -0.1051   0.9476   1.0000
   2.500   0.4415   0.04679   0.03682  -0.1077   0.9313   1.0000
   2.750   0.4766   0.04810   0.03799  -0.1101   0.9152   1.0000
   3.000   0.5108   0.04938   0.03914  -0.1123   0.8994   1.0000
   3.250   0.5443   0.05062   0.04027  -0.1143   0.8837   1.0000
   3.500   0.5768   0.05182   0.04140  -0.1160   0.8681   1.0000
   3.750   0.6091   0.05296   0.04249  -0.1176   0.8523   1.0000
   4.000   0.6406   0.05409   0.04357  -0.1190   0.8365   1.0000
   4.250   0.6720   0.05516   0.04463  -0.1203   0.8206   1.0000
   4.500   0.7038   0.05616   0.04563  -0.1214   0.8044   1.0000
   4.750   0.7353   0.05709   0.04658  -0.1224   0.7882   1.0000
   5.000   0.7672   0.05792   0.04744  -0.1233   0.7718   1.0000
   5.250   0.8004   0.05859   0.04818  -0.1242   0.7552   1.0000
   5.500   0.8341   0.05913   0.04878  -0.1249   0.7387   1.0000
   5.750   0.8691   0.05946   0.04918  -0.1255   0.7222   1.0000
   6.000   0.9065   0.05948   0.04933  -0.1260   0.7057   1.0000
   6.250   0.9234   0.06042   0.05035  -0.1248   0.6862   1.0000
   6.500   0.9502   0.06076   0.05080  -0.1241   0.6675   1.0000
   6.750   0.9844   0.06046   0.05065  -0.1238   0.6494   1.0000
   7.000   1.0248   0.05941   0.04977  -0.1234   0.6318   1.0000
   7.250   1.0726   0.05732   0.04787  -0.1230   0.6147   1.0000
   7.500   1.1282   0.05388   0.04468  -0.1223   0.5984   1.0000
   7.750   1.2061   0.04781   0.03888  -0.1222   0.5827   1.0000
   8.000   1.2910   0.04171   0.03308  -0.1236   0.5578   1.0000
   8.250   1.3861   0.03632   0.02772  -0.1276   0.5153   1.0000
   8.500   1.4093   0.03616   0.02749  -0.1251   0.4763   1.0000
   8.750   1.4379   0.03621   0.02729  -0.1235   0.4340   1.0000
   9.000   1.4528   0.03720   0.02809  -0.1207   0.3968   1.0000
   9.250   1.4713   0.03842   0.02906  -0.1186   0.3616   1.0000
   9.500   1.4860   0.03997   0.03044  -0.1163   0.3312   1.0000
   9.750   1.5018   0.04174   0.03212  -0.1143   0.3045   1.0000
  10.000   1.5253   0.04352   0.03364  -0.1135   0.2790   1.0000
  10.250   1.5361   0.04561   0.03585  -0.1111   0.2601   1.0000
  10.500   1.5502   0.04778   0.03809  -0.1093   0.2425   1.0000
  10.750   1.5657   0.05011   0.04050  -0.1077   0.2271   1.0000
  11.000   1.5810   0.05260   0.04307  -0.1062   0.2135   1.0000
  11.250   1.5996   0.05529   0.04582  -0.1052   0.2012   1.0000
  11.500   1.6088   0.05788   0.04860  -0.1031   0.1912   1.0000
  11.750   1.6070   0.06109   0.05216  -0.0997   0.1847   1.0000
  12.000   1.6133   0.06394   0.05521  -0.0974   0.1770   1.0000
  12.250   1.6104   0.06737   0.05887  -0.0943   0.1717   1.0000
  12.500   1.5864   0.07096   0.06286  -0.0892   0.1695   1.0000
  12.750   1.5626   0.07496   0.06721  -0.0850   0.1675   1.0000
  13.000   1.5368   0.07949   0.07205  -0.0816   0.1661   1.0000
  13.250   1.5000   0.08516   0.07804  -0.0788   0.1664   1.0000
  13.500   1.4515   0.09268   0.08586  -0.0775   0.1684   1.0000
  13.750   1.4021   0.10178   0.09517  -0.0784   0.1708   1.0000
  14.000   1.3560   0.11226   0.10578  -0.0815   0.1729   1.0000
<< Back to SG6043 (sg6043-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to SG6043 (sg6043-il)