FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.66 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66182-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx66182-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2510 0.13224 0.12657 -0.0437 1.0000 0.2705
-11.250 -0.2895 0.13624 0.13101 -0.0365 1.0000 0.2703
-11.000 -0.2999 0.13600 0.13088 -0.0348 0.9954 0.2737
-10.750 -0.2840 0.13196 0.12682 -0.0402 0.9859 0.2881
-10.500 -0.2700 0.12845 0.12328 -0.0449 0.9762 0.3023
-10.250 -0.2296 0.12204 0.11677 -0.0493 0.9678 0.3153
-10.000 -0.2055 0.11738 0.11206 -0.0538 0.9602 0.3302
-9.750 -0.1850 0.11279 0.10742 -0.0578 0.9516 0.3396
-9.500 -0.1816 0.10960 0.10423 -0.0627 0.9455 0.3501
-9.250 -0.2866 0.08772 0.08248 -0.0864 0.9356 0.1573
-9.000 -0.3419 0.07867 0.07344 -0.0953 0.9252 0.1440
-8.750 -0.3771 0.07332 0.06797 -0.0987 0.9155 0.1376
-8.500 -0.4369 0.07126 0.06556 -0.0958 0.9032 0.1315
-8.250 -0.4332 0.06704 0.06115 -0.0970 0.8975 0.1294
-8.000 -0.4510 0.06540 0.05938 -0.0935 0.8891 0.1277
-7.750 -0.4519 0.06147 0.05503 -0.0939 0.8838 0.1248
-7.500 -0.4725 0.06026 0.05357 -0.0891 0.8770 0.1230
-7.250 -0.4796 0.05779 0.05055 -0.0868 0.8721 0.1203
-7.000 -0.4656 0.05492 0.04718 -0.0868 0.8683 0.1202
-6.750 -0.4642 0.05366 0.04579 -0.0841 0.8641 0.1222
-6.500 -0.4611 0.05238 0.04425 -0.0816 0.8599 0.1240
-6.250 -0.4459 0.05061 0.04212 -0.0807 0.8561 0.1258
-6.000 -0.4201 0.04871 0.03978 -0.0809 0.8529 0.1281
-5.750 -0.4052 0.04779 0.03842 -0.0796 0.8503 0.1320
-5.500 -0.3984 0.04701 0.03767 -0.0771 0.8480 0.1362
-5.250 -0.3855 0.04642 0.03703 -0.0752 0.8453 0.1417
-5.000 -0.3681 0.04592 0.03629 -0.0736 0.8428 0.1474
-4.750 -0.3510 0.04536 0.03590 -0.0719 0.8410 0.1562
-4.500 -0.3378 0.04500 0.03562 -0.0700 0.8399 0.1695
-4.250 -0.3254 0.04452 0.03525 -0.0681 0.8388 0.1900
-4.000 -0.5726 0.04506 0.03557 -0.0330 1.0000 0.1339
-3.750 -0.5540 0.04416 0.03475 -0.0320 1.0000 0.1402
-3.500 -0.5345 0.04358 0.03400 -0.0308 1.0000 0.1468
-3.250 -0.5170 0.04299 0.03357 -0.0293 1.0000 0.1555
-3.000 -0.4995 0.04247 0.03312 -0.0281 1.0000 0.1710
-2.750 -0.4812 0.04172 0.03258 -0.0274 1.0000 0.1984
-2.500 -0.4717 0.03999 0.03367 -0.0235 1.0000 0.5498
-2.250 -0.4752 0.04248 0.03611 -0.0138 1.0000 0.6545
-2.000 -0.4764 0.04379 0.03738 -0.0059 1.0000 0.7030
-1.750 -0.4786 0.04454 0.03811 0.0019 1.0000 0.7424
-1.500 -0.4819 0.04495 0.03846 0.0097 1.0000 0.7819
-1.250 -0.4879 0.04504 0.03852 0.0182 1.0000 0.8212
-1.000 -0.4927 0.04498 0.03842 0.0264 1.0000 0.8636
-0.750 -0.4840 0.04542 0.03877 0.0319 1.0000 0.9086
-0.500 -0.4082 0.04878 0.04172 0.0227 1.0000 0.9447
-0.250 -0.3601 0.05040 0.04301 0.0159 1.0000 0.9568
0.000 -0.3023 0.05260 0.04488 0.0068 0.9957 0.9653
0.250 -0.2503 0.05460 0.04660 -0.0013 0.9877 0.9730
0.500 -0.2021 0.05649 0.04824 -0.0087 0.9785 0.9808
0.750 -0.1544 0.05855 0.05008 -0.0161 0.9701 0.9893
1.000 -0.1079 0.06057 0.05190 -0.0232 0.9600 0.9991
1.250 -0.0891 0.06114 0.05233 -0.0247 0.9465 1.0000
1.500 -0.0766 0.06137 0.05245 -0.0249 0.9327 1.0000
1.750 -0.0689 0.06135 0.05234 -0.0241 0.9196 1.0000
2.000 -0.0616 0.06147 0.05235 -0.0232 0.9076 1.0000
2.250 -0.0400 0.06312 0.05384 -0.0250 0.8987 1.0000
2.500 -0.0290 0.06296 0.05357 -0.0247 0.8852 1.0000
2.750 -0.0138 0.06351 0.05402 -0.0252 0.8738 1.0000
3.000 0.0229 0.06634 0.05668 -0.0296 0.8674 1.0000
3.250 0.0359 0.06644 0.05668 -0.0297 0.8553 1.0000
3.500 0.0582 0.06793 0.05807 -0.0316 0.8472 1.0000
3.750 0.0897 0.07000 0.06002 -0.0348 0.8377 1.0000
4.000 0.1057 0.07093 0.06087 -0.0355 0.8275 1.0000
4.250 0.1417 0.07378 0.06360 -0.0394 0.8210 1.0000
4.500 0.1537 0.07438 0.06414 -0.0394 0.8102 1.0000
4.750 0.1929 0.07786 0.06752 -0.0437 0.8045 1.0000
5.000 0.2011 0.07806 0.06767 -0.0431 0.7929 1.0000
5.250 0.2346 0.08130 0.07083 -0.0465 0.7878 1.0000
5.500 0.2458 0.08183 0.07132 -0.0463 0.7763 1.0000
5.750 0.2660 0.08389 0.07333 -0.0476 0.7695 1.0000
6.000 0.2883 0.08571 0.07512 -0.0490 0.7598 1.0000
6.250 0.3035 0.08745 0.07682 -0.0495 0.7526 1.0000
6.500 0.3282 0.08965 0.07900 -0.0512 0.7436 1.0000
6.750 0.3398 0.09119 0.08052 -0.0513 0.7358 1.0000
7.000 0.3654 0.09365 0.08296 -0.0530 0.7276 1.0000
7.250 0.3748 0.09511 0.08442 -0.0529 0.7194 1.0000
7.500 0.4013 0.09780 0.08712 -0.0546 0.7114 1.0000
7.750 0.4082 0.09917 0.08850 -0.0543 0.7033 1.0000
8.000 0.4350 0.10204 0.09138 -0.0560 0.6954 1.0000
8.250 0.4400 0.10333 0.09270 -0.0555 0.6868 1.0000
8.500 0.4668 0.10637 0.09578 -0.0572 0.6795 1.0000
8.750 0.4703 0.10764 0.09708 -0.0567 0.6705 1.0000
9.000 0.4981 0.11092 0.10041 -0.0585 0.6634 1.0000
9.250 0.4993 0.11207 0.10160 -0.0578 0.6543 1.0000
9.500 0.5283 0.11567 0.10528 -0.0597 0.6474 1.0000
9.750 0.5272 0.11666 0.10632 -0.0589 0.6378 1.0000
10.000 0.5570 0.12056 0.11030 -0.0608 0.6314 1.0000
10.250 0.5541 0.12139 0.11119 -0.0600 0.6213 1.0000
10.500 0.5860 0.12582 0.11572 -0.0621 0.6153 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-182 AIRFOIL (fx66182-il)