FX 60-160 AIRFOIL (fx60160-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 60-160 AIRFOIL (fx60160-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.41 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx60160-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx60160-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 60-160 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2906 0.12012 0.11425 -0.0186 1.0000 0.3632
-9.000 -0.3103 0.11943 0.11366 -0.0164 1.0000 0.3733
-8.750 -0.3486 0.11357 0.10709 -0.0199 1.0000 0.4032
-8.250 -0.3549 0.10964 0.10330 -0.0151 1.0000 0.4182
-8.000 -0.3651 0.10777 0.10152 -0.0127 1.0000 0.4215
-7.750 -0.3692 0.10552 0.09932 -0.0108 1.0000 0.4231
-7.500 -0.3317 0.10676 0.10124 -0.0068 1.0000 0.4091
-7.250 -0.3400 0.10436 0.09889 -0.0055 1.0000 0.4098
-7.000 -0.6379 0.07711 0.07148 -0.0299 1.0000 0.2076
-6.750 -0.6770 0.06635 0.06004 -0.0369 1.0000 0.1799
-6.500 -0.6771 0.06007 0.05303 -0.0393 1.0000 0.1647
-6.250 -0.6658 0.05602 0.04873 -0.0394 1.0000 0.1589
-6.000 -0.6528 0.05192 0.04391 -0.0404 1.0000 0.1539
-5.750 -0.6358 0.04908 0.04038 -0.0408 1.0000 0.1520
-5.500 -0.6168 0.04687 0.03761 -0.0407 1.0000 0.1510
-5.250 -0.5967 0.04483 0.03515 -0.0404 1.0000 0.1503
-5.000 -0.5764 0.04291 0.03287 -0.0399 1.0000 0.1503
-4.750 -0.5568 0.04085 0.03071 -0.0394 1.0000 0.1529
-4.500 -0.5372 0.03941 0.02919 -0.0388 1.0000 0.1567
-4.250 -0.5165 0.03825 0.02783 -0.0380 1.0000 0.1594
-4.000 -0.4957 0.03726 0.02664 -0.0371 1.0000 0.1622
-3.750 -0.4750 0.03659 0.02568 -0.0361 1.0000 0.1666
-3.500 -0.4569 0.03564 0.02496 -0.0346 1.0000 0.1738
-3.250 -0.4380 0.03516 0.02439 -0.0331 1.0000 0.1812
-3.000 -0.4206 0.03456 0.02393 -0.0315 1.0000 0.1890
-2.750 -0.4022 0.03399 0.02343 -0.0305 1.0000 0.2030
-2.500 -0.3828 0.03327 0.02295 -0.0301 1.0000 0.2262
-2.250 -0.3591 0.03158 0.02269 -0.0312 1.0000 0.3643
-2.000 -0.3645 0.03313 0.02543 -0.0214 1.0000 0.6426
-1.750 -0.3709 0.03491 0.02724 -0.0115 1.0000 0.7109
-1.500 -0.3724 0.03578 0.02801 -0.0039 1.0000 0.7539
-1.250 -0.3743 0.03612 0.02829 0.0034 1.0000 0.7886
-1.000 -0.3740 0.03616 0.02824 0.0096 1.0000 0.8213
-0.750 -0.3732 0.03599 0.02799 0.0154 1.0000 0.8541
-0.500 -0.3726 0.03565 0.02761 0.0215 1.0000 0.8930
-0.250 -0.1672 0.04197 0.03330 -0.0085 0.9870 0.9823
0.000 -0.0764 0.04388 0.03486 -0.0232 0.9641 0.9927
0.250 -0.0264 0.04487 0.03565 -0.0303 0.9515 1.0000
0.500 -0.0266 0.04478 0.03552 -0.0283 0.9477 1.0000
0.750 -0.0230 0.04487 0.03555 -0.0270 0.9437 1.0000
1.000 -0.0171 0.04519 0.03579 -0.0261 0.9405 1.0000
1.250 -0.1541 0.03990 0.03080 -0.0001 1.0000 1.0000
1.500 -0.1479 0.03983 0.03064 0.0007 1.0000 1.0000
1.750 -0.1358 0.04012 0.03083 0.0005 1.0000 1.0000
2.000 -0.1200 0.04069 0.03129 -0.0004 1.0000 1.0000
2.250 -0.1019 0.04147 0.03197 -0.0017 1.0000 1.0000
2.500 -0.0645 0.04370 0.03406 -0.0067 0.9934 1.0000
2.750 -0.0312 0.04553 0.03579 -0.0108 0.9848 1.0000
3.000 -0.0023 0.04720 0.03737 -0.0141 0.9772 1.0000
3.250 0.0364 0.04986 0.03993 -0.0190 0.9687 1.0000
3.500 0.0624 0.05118 0.04119 -0.0217 0.9582 1.0000
3.750 0.0882 0.05290 0.04286 -0.0242 0.9509 1.0000
4.000 0.1257 0.05556 0.04546 -0.0288 0.9405 1.0000
4.250 0.1431 0.05648 0.04636 -0.0298 0.9307 1.0000
4.500 0.1757 0.05910 0.04894 -0.0335 0.9233 1.0000
4.750 0.2005 0.06064 0.05047 -0.0356 0.9115 1.0000
5.000 0.2195 0.06207 0.05190 -0.0369 0.9014 1.0000
5.250 0.2526 0.06488 0.05469 -0.0405 0.8931 1.0000
5.500 0.2742 0.06637 0.05620 -0.0420 0.8811 1.0000
5.750 0.2910 0.06786 0.05771 -0.0429 0.8706 1.0000
6.000 0.3206 0.07057 0.06044 -0.0458 0.8620 1.0000
6.250 0.3459 0.07260 0.06250 -0.0479 0.8495 1.0000
6.500 0.3593 0.07396 0.06390 -0.0482 0.8378 1.0000
6.750 0.3807 0.07625 0.06623 -0.0498 0.8285 1.0000
7.000 0.4167 0.07952 0.06956 -0.0533 0.8168 1.0000
7.250 0.4247 0.08052 0.07061 -0.0528 0.8042 1.0000
7.500 0.4392 0.08244 0.07260 -0.0534 0.7930 1.0000
7.750 0.4682 0.08558 0.07582 -0.0560 0.7835 1.0000
8.000 0.4896 0.08777 0.07810 -0.0573 0.7700 1.0000
8.250 0.4973 0.08933 0.07973 -0.0570 0.7576 1.0000
8.500 0.5125 0.09170 0.08218 -0.0578 0.7468 1.0000
8.750 0.5444 0.09523 0.08585 -0.0605 0.7361 1.0000
9.000 0.5564 0.09706 0.08778 -0.0608 0.7225 1.0000
9.250 0.5621 0.09898 0.08979 -0.0606 0.7107 1.0000
9.500 0.5784 0.10183 0.09276 -0.0616 0.7007 1.0000
9.750 0.6028 0.10496 0.09605 -0.0632 0.6874 1.0000
10.000 0.6130 0.10683 0.09804 -0.0632 0.6691 1.0000
10.250 1.0198 0.05573 0.04852 -0.0466 0.4561 1.0000
10.500 1.0664 0.04556 0.03823 -0.0377 0.3410 1.0000
10.750 1.0595 0.04725 0.03885 -0.0336 0.2573 1.0000
11.000 1.0570 0.04985 0.04081 -0.0313 0.2245 1.0000
11.250 1.0652 0.05196 0.04262 -0.0298 0.2022 1.0000
11.500 1.0873 0.05324 0.04368 -0.0286 0.1855 1.0000
11.750 1.1366 0.05346 0.04384 -0.0283 0.1714 1.0000
12.000 1.1955 0.05423 0.04460 -0.0293 0.1587 1.0000
12.250 1.2697 0.05628 0.04671 -0.0325 0.1490 1.0000
12.500 1.2936 0.05912 0.04990 -0.0323 0.1438 1.0000
12.750 1.3414 0.06306 0.05392 -0.0347 0.1368 1.0000
13.000 1.3326 0.06623 0.05751 -0.0318 0.1353 1.0000
13.250 1.3200 0.06968 0.06134 -0.0292 0.1338 1.0000
13.500 1.3038 0.07341 0.06540 -0.0268 0.1322 1.0000
13.750 1.2852 0.07750 0.06979 -0.0250 0.1310 1.0000
14.000 1.2610 0.08220 0.07479 -0.0236 0.1308 1.0000
14.250 1.2291 0.08777 0.08065 -0.0230 0.1315 1.0000
14.500 1.1931 0.09435 0.08750 -0.0235 0.1331 1.0000
14.750 1.1573 0.10185 0.09520 -0.0251 0.1349 1.0000
15.000 1.1247 0.11002 0.10352 -0.0278 0.1364 1.0000
15.250 1.0976 0.11860 0.11219 -0.0310 0.1375 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 60-160 AIRFOIL (fx60160-il)