FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 5.95 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66182-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx66182-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 66-182 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.3048 0.13812 0.13372 -0.0530 1.0000 0.1039
-12.750 -0.2701 0.13422 0.12983 -0.0497 1.0000 0.1081
-12.500 -0.2650 0.13127 0.12698 -0.0505 1.0000 0.1125
-12.250 -0.2918 0.12891 0.12480 -0.0554 1.0000 0.1173
-12.000 -0.2932 0.12501 0.12109 -0.0563 1.0000 0.1189
-11.750 -0.2395 0.11924 0.11522 -0.0602 0.9523 0.1250
-11.250 -0.1906 0.10752 0.10326 -0.0763 0.9058 0.1395
-11.000 -0.2082 0.10157 0.09727 -0.0874 0.8872 0.1486
-10.750 -0.1584 0.09848 0.09389 -0.0871 0.8644 0.1588
-10.500 -0.1596 0.09426 0.08960 -0.0906 0.8493 0.1661
-10.250 -0.1440 0.09140 0.08660 -0.0915 0.8356 0.1732
-10.000 -0.1516 0.08748 0.08270 -0.0940 0.8246 0.1814
-9.750 -0.1387 0.08438 0.07951 -0.0946 0.8150 0.1857
-9.500 -0.3756 0.05647 0.05074 -0.1138 0.8123 0.0752
-9.250 -0.3613 0.05112 0.04537 -0.1143 0.8052 0.0715
-9.000 -0.3680 0.04752 0.04143 -0.1128 0.7972 0.0681
-8.750 -0.3827 0.04397 0.03695 -0.1096 0.7906 0.0640
-8.500 -0.3700 0.04134 0.03415 -0.1088 0.7837 0.0652
-8.250 -0.3539 0.03940 0.03208 -0.1081 0.7769 0.0674
-8.000 -0.3393 0.03716 0.02943 -0.1068 0.7716 0.0680
-7.750 -0.3232 0.03515 0.02711 -0.1056 0.7651 0.0688
-7.500 -0.3036 0.03364 0.02527 -0.1046 0.7601 0.0717
-7.250 -0.2822 0.03234 0.02356 -0.1037 0.7557 0.0744
-7.000 -0.2598 0.03061 0.02172 -0.1031 0.7503 0.0773
-6.750 -0.2356 0.02939 0.02051 -0.1027 0.7454 0.0817
-6.500 -0.2088 0.02829 0.01927 -0.1021 0.7415 0.0853
-6.250 -0.1864 0.02765 0.01851 -0.1012 0.7363 0.0893
-6.000 -0.1653 0.02666 0.01773 -0.1003 0.7317 0.0960
-5.750 -0.1434 0.02606 0.01708 -0.0991 0.7281 0.1034
-5.500 -0.1257 0.02529 0.01642 -0.0975 0.7250 0.1153
-5.250 -0.1160 0.02462 0.01601 -0.0954 0.7205 0.1389
-5.000 -0.1219 0.02226 0.01512 -0.0921 0.7164 0.3393
-4.750 -0.1058 0.02355 0.01703 -0.0881 0.7127 0.5474
-4.500 -0.0803 0.02480 0.01808 -0.0860 0.7097 0.5819
-4.250 -0.0619 0.02633 0.01964 -0.0831 0.7054 0.6044
-4.000 -0.0439 0.02795 0.02126 -0.0795 0.7015 0.6312
-3.750 -0.0237 0.02942 0.02272 -0.0755 0.6982 0.6566
-3.500 -0.0010 0.03035 0.02356 -0.0721 0.6953 0.6773
-3.250 0.0179 0.03101 0.02413 -0.0694 0.6922 0.6933
-3.000 0.0264 0.03167 0.02479 -0.0667 0.6877 0.7070
-2.750 0.0417 0.03219 0.02527 -0.0641 0.6842 0.7187
-2.500 0.0617 0.03237 0.02535 -0.0624 0.6813 0.7291
-2.250 0.0850 0.03226 0.02507 -0.0618 0.6788 0.7400
-2.000 0.0920 0.03290 0.02571 -0.0594 0.6747 0.7482
-1.750 0.0920 0.03370 0.02653 -0.0570 0.6702 0.7557
-1.500 0.1052 0.03414 0.02690 -0.0555 0.6670 0.7624
-1.250 0.1284 0.03414 0.02676 -0.0557 0.6644 0.7699
-1.000 0.1583 0.03396 0.02646 -0.0557 0.6624 0.7752
-0.750 0.1086 0.03717 0.02987 -0.0493 0.6551 0.7815
-0.500 0.1026 0.03859 0.03128 -0.0469 0.6516 0.7866
-0.250 0.1290 0.03873 0.03133 -0.0470 0.6490 0.7914
0.000 0.1710 0.03835 0.03079 -0.0491 0.6472 0.7967
0.250 0.1036 0.04263 0.03521 -0.0417 0.6431 0.8020
0.500 0.0907 0.04469 0.03728 -0.0392 0.6410 0.8068
0.750 0.0927 0.04628 0.03884 -0.0384 0.6400 0.8120
1.000 0.0982 0.04788 0.04041 -0.0380 0.6409 0.8169
1.250 0.1036 0.04934 0.04185 -0.0372 0.6415 0.8214
1.500 0.1187 0.05079 0.04327 -0.0376 0.6437 0.8264
1.750 0.1499 0.05208 0.04447 -0.0396 0.6466 0.8313
2.000 0.0569 0.05734 0.05001 -0.0343 0.6977 0.8358
2.250 0.0899 0.05876 0.05136 -0.0361 0.6949 0.8409
2.500 0.0893 0.05937 0.05193 -0.0345 0.6871 0.8460
2.750 0.1141 0.06033 0.05286 -0.0351 0.6815 0.8512
3.000 0.1520 0.06205 0.05452 -0.0373 0.6786 0.8566
3.250 0.1472 0.06245 0.05490 -0.0354 0.6688 0.8624
3.500 0.1756 0.06370 0.05614 -0.0365 0.6648 0.8689
3.750 0.2120 0.06563 0.05803 -0.0387 0.6626 0.8758
4.000 0.2037 0.06591 0.05834 -0.0364 0.6523 0.8828
4.250 0.2362 0.06738 0.05982 -0.0381 0.6484 0.8923
4.500 0.2759 0.06962 0.06210 -0.0407 0.6465 0.9031
4.750 0.2661 0.06982 0.06238 -0.0390 0.6355 0.9168
5.000 0.3113 0.07191 0.06454 -0.0433 0.6320 0.9391
5.250 0.3116 0.07302 0.06567 -0.0433 0.6236 1.0000
5.500 0.3414 0.07465 0.06727 -0.0455 0.6182 1.0000
5.750 0.3817 0.07701 0.06960 -0.0485 0.6157 1.0000
6.000 0.3724 0.07797 0.07056 -0.0475 0.6059 1.0000
6.250 0.4038 0.07986 0.07241 -0.0495 0.6018 1.0000
6.500 0.4452 0.08253 0.07505 -0.0524 0.5996 1.0000
6.750 0.4305 0.08323 0.07576 -0.0508 0.5885 1.0000
7.000 0.4639 0.08538 0.07790 -0.0528 0.5853 1.0000
7.250 0.4606 0.08706 0.07958 -0.0523 0.5774 1.0000
7.500 0.4861 0.08877 0.08129 -0.0534 0.5712 1.0000
7.750 0.5234 0.09131 0.08384 -0.0554 0.5687 1.0000
8.000 0.5092 0.09256 0.08511 -0.0541 0.5582 1.0000
8.250 0.5418 0.09465 0.08721 -0.0555 0.5541 1.0000
8.500 0.5369 0.09669 0.08927 -0.0550 0.5466 1.0000
8.750 0.5608 0.09842 0.09103 -0.0557 0.5399 1.0000
9.000 0.6018 0.10117 0.09381 -0.0575 0.5372 1.0000
9.250 0.5820 0.10248 0.09516 -0.0562 0.5261 1.0000
9.500 0.6217 0.10483 0.09755 -0.0576 0.5222 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il)