Fage & Collins 4 (fg4-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: Fage & Collins 4 (fg4-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.91 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fg4-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fg4-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: Fage & Collins 4
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3743 0.10341 0.09905 -0.0194 1.0000 0.0853
-7.750 -0.3993 0.10254 0.09825 -0.0176 1.0000 0.0856
-7.500 -0.4263 0.10150 0.09724 -0.0183 1.0000 0.0861
-7.250 -0.4482 0.10030 0.09599 -0.0188 1.0000 0.0864
-7.000 -0.4289 0.09470 0.09054 -0.0172 0.9977 0.0875
-6.750 -0.3988 0.09086 0.08674 -0.0177 0.9924 0.0897
-6.500 -0.3706 0.08710 0.08295 -0.0225 0.9845 0.0931
-6.250 -0.3472 0.08398 0.07929 -0.0380 0.9657 0.1006
-6.000 -0.3285 0.07787 0.07341 -0.0379 0.9591 0.1022
-5.750 -0.3018 0.07434 0.06995 -0.0388 0.9524 0.1053
-5.500 -0.2742 0.07096 0.06650 -0.0425 0.9429 0.1110
-5.250 -0.2528 0.06703 0.06224 -0.0478 0.9305 0.1185
-5.000 -0.2319 0.06407 0.05941 -0.0475 0.9206 0.1227
-4.750 -0.1409 0.04737 0.04298 -0.0566 0.8870 0.1432
-4.500 -0.1790 0.05794 0.05307 -0.0520 0.9025 0.1415
-4.250 -0.1616 0.05570 0.05055 -0.0527 0.8896 0.1545
-3.750 -0.1121 0.05052 0.04534 -0.0538 0.8718 0.1777
-3.500 -0.0948 0.04858 0.04331 -0.0530 0.8605 0.1949
-3.250 -0.0652 0.04620 0.04090 -0.0538 0.8538 0.2171
-1.750 0.0462 0.03440 0.02952 -0.0398 0.8017 0.4791
-1.500 0.1688 0.01690 0.00967 -0.0546 0.7742 0.1681
-1.250 0.1929 0.02984 0.02165 -0.0527 0.7862 0.1320
-1.000 0.2297 0.02828 0.01972 -0.0527 0.7775 0.1147
-0.750 0.2794 0.02619 0.01734 -0.0554 0.7708 0.1046
-0.500 0.3532 0.02446 0.01531 -0.0625 0.7667 0.0996
-0.250 0.3814 0.02384 0.01458 -0.0619 0.7540 0.1005
0.000 0.4414 0.02247 0.01316 -0.0674 0.7450 0.1006
0.250 0.4968 0.02118 0.01191 -0.0721 0.7342 0.1014
0.500 0.5314 0.02049 0.01126 -0.0730 0.7206 0.1036
0.750 0.5720 0.01989 0.01058 -0.0748 0.7050 0.1084
1.000 0.6157 0.01939 0.00994 -0.0773 0.6862 0.1211
1.250 0.6580 0.01896 0.00947 -0.0796 0.6663 0.1532
1.500 0.8634 0.01744 0.00936 -0.1168 0.6287 1.0000
1.750 0.8819 0.01764 0.00939 -0.1146 0.6109 1.0000
2.000 0.8990 0.01782 0.00941 -0.1120 0.5923 1.0000
2.250 0.9159 0.01803 0.00948 -0.1096 0.5749 1.0000
2.500 0.9324 0.01825 0.00958 -0.1070 0.5579 1.0000
2.750 0.9499 0.01851 0.00972 -0.1048 0.5426 1.0000
3.000 0.9667 0.01876 0.00986 -0.1024 0.5268 1.0000
3.250 0.9843 0.01902 0.01001 -0.1002 0.5121 1.0000
3.500 1.0014 0.01929 0.01017 -0.0979 0.4971 1.0000
3.750 1.0148 0.01957 0.01042 -0.0949 0.4816 1.0000
4.000 1.0288 0.01986 0.01067 -0.0921 0.4663 1.0000
4.250 1.0413 0.02014 0.01088 -0.0889 0.4500 1.0000
4.500 1.0552 0.02045 0.01112 -0.0861 0.4354 1.0000
4.750 1.0694 0.02077 0.01137 -0.0835 0.4217 1.0000
5.000 1.0832 0.02110 0.01162 -0.0807 0.4083 1.0000
5.250 1.0963 0.02146 0.01195 -0.0779 0.3949 1.0000
5.500 1.1082 0.02182 0.01227 -0.0748 0.3816 1.0000
5.750 1.1196 0.02219 0.01260 -0.0717 0.3694 1.0000
6.250 1.1426 0.02300 0.01334 -0.0657 0.3463 1.0000
6.500 1.1518 0.02344 0.01373 -0.0624 0.3333 1.0000
6.750 1.1640 0.02393 0.01413 -0.0597 0.3238 1.0000
7.000 1.1763 0.02440 0.01468 -0.0570 0.3136 1.0000
7.250 1.1882 0.02492 0.01517 -0.0544 0.3045 1.0000
7.500 1.1986 0.02544 0.01573 -0.0516 0.2939 1.0000
7.750 1.2079 0.02601 0.01632 -0.0487 0.2824 1.0000
8.000 1.2162 0.02664 0.01693 -0.0457 0.2714 1.0000
8.250 1.2253 0.02729 0.01764 -0.0429 0.2601 1.0000
8.500 1.2342 0.02798 0.01839 -0.0402 0.2490 1.0000
8.750 1.2401 0.02881 0.01923 -0.0372 0.2354 1.0000
9.000 1.2453 0.02974 0.02017 -0.0343 0.2219 1.0000
9.250 1.2486 0.03085 0.02128 -0.0313 0.2043 1.0000
9.500 1.2489 0.03223 0.02262 -0.0283 0.1840 1.0000
9.750 1.2474 0.03385 0.02416 -0.0253 0.1660 1.0000
10.000 1.2424 0.03584 0.02604 -0.0222 0.1482 1.0000
10.250 1.2407 0.03776 0.02791 -0.0198 0.1386 1.0000
10.500 1.2395 0.03974 0.02989 -0.0176 0.1316 1.0000
10.750 1.2376 0.04187 0.03201 -0.0156 0.1266 1.0000
11.000 1.2362 0.04406 0.03417 -0.0138 0.1238 1.0000
11.250 1.2391 0.04599 0.03620 -0.0124 0.1210 1.0000
11.500 1.2417 0.04800 0.03828 -0.0111 0.1184 1.0000
11.750 1.2449 0.05000 0.04032 -0.0100 0.1164 1.0000
12.000 1.2496 0.05190 0.04225 -0.0090 0.1150 1.0000
12.250 1.2561 0.05363 0.04400 -0.0080 0.1139 1.0000
12.500 1.2647 0.05519 0.04553 -0.0070 0.1126 1.0000
12.750 1.2768 0.05649 0.04685 -0.0060 0.1115 1.0000
13.000 1.2897 0.05777 0.04821 -0.0052 0.1109 1.0000
13.250 1.3025 0.05912 0.04966 -0.0044 0.1101 1.0000
13.500 1.3155 0.06050 0.05113 -0.0037 0.1095 1.0000
13.750 1.3280 0.06197 0.05272 -0.0030 0.1090 1.0000
14.000 1.3394 0.06359 0.05446 -0.0023 0.1085 1.0000
14.250 1.3464 0.06559 0.05659 -0.0018 0.1076 1.0000
14.500 1.3523 0.06771 0.05885 -0.0013 0.1068 1.0000
14.750 1.3572 0.06998 0.06126 -0.0009 0.1061 1.0000
15.000 1.3596 0.07243 0.06385 -0.0007 0.1051 1.0000
15.250 1.3622 0.07488 0.06640 -0.0005 0.1041 1.0000
15.500 1.3730 0.07626 0.06771 -0.0002 0.1020 1.0000
15.750 1.3845 0.07796 0.06945 0.0001 0.1012 1.0000
16.000 1.3821 0.08110 0.07274 0.0001 0.1004 1.0000
16.250 1.3734 0.08503 0.07690 -0.0003 0.1001 1.0000
16.500 1.3567 0.08998 0.08210 -0.0012 0.0998 1.0000
16.750 1.3443 0.09473 0.08706 -0.0022 0.0999 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Fage & Collins 4 (fg4-il)