FX 63-158 AIRFOIL (fx63158-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 63-158 AIRFOIL (fx63158-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.67 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx63158-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx63158-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 63-158 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 -0.2828 0.11707 0.11099 -0.0319 1.0000 0.3053
-9.000 -0.2646 0.11313 0.10710 -0.0303 1.0000 0.3186
-8.750 -0.2580 0.11041 0.10448 -0.0288 1.0000 0.3312
-8.500 -0.2581 0.10824 0.10243 -0.0270 1.0000 0.3438
-8.250 -0.2675 0.10688 0.10124 -0.0246 1.0000 0.3559
-8.000 -0.2972 0.10802 0.10263 -0.0206 1.0000 0.3690
-7.750 -0.2766 0.10422 0.09889 -0.0185 1.0000 0.3768
-7.500 -0.3106 0.10561 0.10052 -0.0129 1.0000 0.3871
-7.250 -0.3168 0.10502 0.10005 -0.0090 1.0000 0.3950
-5.500 -0.4554 0.06006 0.05346 -0.0677 0.9519 0.1398
-5.250 -0.4123 0.05461 0.04709 -0.0730 0.9442 0.1170
-5.000 -0.3726 0.05125 0.04293 -0.0764 0.9361 0.1056
-4.750 -0.3357 0.04815 0.03966 -0.0788 0.9282 0.1009
-4.500 -0.2949 0.04597 0.03666 -0.0812 0.9207 0.0950
-4.250 -0.2629 0.04432 0.03471 -0.0821 0.9129 0.0934
-4.000 -0.2224 0.04276 0.03290 -0.0837 0.9069 0.0929
-3.750 -0.2050 0.04208 0.03206 -0.0819 0.8989 0.0932
-3.500 -0.1741 0.04125 0.03123 -0.0813 0.8925 0.0968
-3.250 -0.1588 0.04103 0.03103 -0.0787 0.8856 0.1008
-3.000 -0.1387 0.04085 0.03076 -0.0769 0.8791 0.1063
-2.750 -0.1071 0.04029 0.03026 -0.0772 0.8743 0.1163
-2.500 -0.0958 0.04012 0.03019 -0.0760 0.8686 0.1278
-2.250 -0.0634 0.03870 0.02937 -0.0793 0.8633 0.1826
-2.000 -0.0738 0.04044 0.03357 -0.0672 0.8588 0.6906
-1.750 -0.0934 0.04241 0.03551 -0.0553 0.8540 0.7414
-1.500 -0.1129 0.04351 0.03661 -0.0447 0.8499 0.7770
-1.250 0.2403 0.04298 0.03432 -0.0819 0.8409 0.9988
-1.000 0.2218 0.04406 0.03539 -0.0769 0.8329 1.0000
-0.750 0.2348 0.04442 0.03561 -0.0764 0.8260 1.0000
-0.500 0.2362 0.04511 0.03621 -0.0741 0.8197 1.0000
-0.250 0.2180 0.04613 0.03722 -0.0692 0.8143 1.0000
0.000 0.2196 0.04684 0.03786 -0.0671 0.8096 1.0000
0.250 0.2404 0.04738 0.03823 -0.0676 0.8049 1.0000
0.500 0.2110 0.04848 0.03937 -0.0612 0.8013 1.0000
0.750 0.1960 0.04939 0.04026 -0.0569 0.7988 1.0000
1.000 0.1839 0.05028 0.04112 -0.0531 0.7979 1.0000
1.250 0.1716 0.05117 0.04199 -0.0494 0.7988 1.0000
1.500 0.1612 0.05202 0.04282 -0.0460 0.8005 1.0000
1.750 0.1528 0.05280 0.04357 -0.0428 0.8016 1.0000
2.000 0.1471 0.05358 0.04431 -0.0400 0.8030 1.0000
2.250 0.1468 0.05449 0.04518 -0.0381 0.8047 1.0000
2.500 -0.0260 0.05224 0.04346 -0.0153 0.9454 1.0000
2.750 0.0011 0.05419 0.04527 -0.0181 0.9401 1.0000
3.000 0.0225 0.05504 0.04601 -0.0198 0.9289 1.0000
3.250 0.0490 0.05687 0.04774 -0.0225 0.9218 1.0000
3.500 0.0813 0.05880 0.04956 -0.0261 0.9095 1.0000
3.750 0.0999 0.05984 0.05053 -0.0274 0.8992 1.0000
4.000 0.1407 0.06305 0.05364 -0.0325 0.8911 1.0000
4.250 0.1562 0.06367 0.05424 -0.0332 0.8785 1.0000
4.500 0.1807 0.06556 0.05608 -0.0356 0.8683 1.0000
4.750 0.2245 0.06908 0.05953 -0.0409 0.8569 1.0000
5.000 0.2466 0.07036 0.06080 -0.0426 0.8417 1.0000
5.250 0.2645 0.07166 0.06210 -0.0438 0.8277 1.0000
5.500 0.2885 0.07393 0.06436 -0.0461 0.8184 1.0000
5.750 0.3231 0.07675 0.06718 -0.0499 0.8068 1.0000
6.000 0.3377 0.07810 0.06856 -0.0507 0.7932 1.0000
6.250 0.3597 0.08032 0.07080 -0.0526 0.7812 1.0000
6.500 0.4065 0.08459 0.07509 -0.0579 0.7702 1.0000
6.750 0.4157 0.08545 0.07600 -0.0580 0.7554 1.0000
7.000 0.4297 0.08729 0.07789 -0.0590 0.7424 1.0000
7.250 0.4547 0.09018 0.08083 -0.0615 0.7318 1.0000
7.500 0.4948 0.09392 0.08466 -0.0654 0.7184 1.0000
7.750 0.5039 0.09530 0.08609 -0.0658 0.7032 1.0000
8.000 0.5148 0.09737 0.08824 -0.0666 0.6904 1.0000
8.250 0.5364 0.10031 0.09125 -0.0686 0.6788 1.0000
8.500 0.5793 0.10462 0.09564 -0.0726 0.6659 1.0000
8.750 0.5849 0.10604 0.09715 -0.0728 0.6510 1.0000
9.000 0.5913 0.10826 0.09948 -0.0735 0.6384 1.0000
9.250 0.6148 0.11184 0.10316 -0.0758 0.6288 1.0000
9.500 0.6537 0.11601 0.10745 -0.0790 0.6142 1.0000
9.750 0.6706 0.11845 0.11003 -0.0802 0.5973 1.0000
10.250 0.7703 0.11547 0.10729 -0.0780 0.4945 1.0000
10.500 0.7537 0.11987 0.11178 -0.0794 0.4916 1.0000
10.750 0.7517 0.12392 0.11594 -0.0812 0.4883 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 63-158 AIRFOIL (fx63158-il)