FX 66-S-196 V1 AIRFOIL (fx66196v-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-S-196 V1 AIRFOIL (fx66196v-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.58 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66196v-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx66196v-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 66-S-196 V1 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1828 0.12400 0.11841 -0.0713 0.9451 0.3221
-10.250 -0.2513 0.10402 0.09850 -0.0894 0.9414 0.1620
-10.000 -0.3389 0.09104 0.08569 -0.0984 0.9314 0.1382
-9.750 -0.3483 0.08380 0.07835 -0.1045 0.9260 0.1325
-9.500 -0.4463 0.08015 0.07464 -0.1029 0.9127 0.1234
-9.250 -0.5123 0.07988 0.07412 -0.0978 0.9020 0.1216
-9.000 -0.4996 0.07536 0.06953 -0.0992 0.8966 0.1197
-8.750 -0.5197 0.07353 0.06758 -0.0959 0.8899 0.1188
-8.500 -0.5361 0.07125 0.06513 -0.0934 0.8840 0.1178
-8.250 -0.5416 0.06805 0.06159 -0.0929 0.8799 0.1169
-8.000 -0.5577 0.06646 0.05977 -0.0893 0.8762 0.1167
-7.750 -0.5697 0.06477 0.05784 -0.0860 0.8732 0.1164
-7.500 -0.5731 0.06269 0.05542 -0.0838 0.8706 0.1169
-7.250 -0.5680 0.06047 0.05282 -0.0825 0.8681 0.1171
-7.000 -0.5552 0.05813 0.05002 -0.0820 0.8657 0.1180
-6.750 -0.5319 0.05588 0.04720 -0.0825 0.8631 0.1197
-6.500 -0.5248 0.05465 0.04560 -0.0805 0.8625 0.1223
-6.250 -0.7612 0.06044 0.05331 -0.0410 1.0000 0.1123
-6.000 -0.7466 0.05780 0.05027 -0.0409 1.0000 0.1143
-5.750 -0.7299 0.05532 0.04736 -0.0408 1.0000 0.1155
-5.500 -0.7113 0.05306 0.04466 -0.0404 1.0000 0.1170
-5.250 -0.6918 0.05121 0.04236 -0.0400 1.0000 0.1191
-5.000 -0.6727 0.04954 0.04042 -0.0395 1.0000 0.1237
-4.750 -0.6543 0.04833 0.03922 -0.0386 1.0000 0.1299
-4.500 -0.6339 0.04736 0.03794 -0.0376 1.0000 0.1360
-4.250 -0.6163 0.04641 0.03720 -0.0362 1.0000 0.1452
-4.000 -0.5985 0.04567 0.03653 -0.0348 1.0000 0.1581
-3.750 -0.5807 0.04494 0.03590 -0.0335 1.0000 0.1755
-3.500 -0.5618 0.04378 0.03504 -0.0331 1.0000 0.2096
-3.250 -0.5499 0.04285 0.03668 -0.0296 1.0000 0.5231
-3.000 -0.5518 0.04606 0.03988 -0.0197 1.0000 0.6020
-2.750 -0.5521 0.04801 0.04181 -0.0112 1.0000 0.6381
-2.500 -0.5505 0.04938 0.04309 -0.0040 1.0000 0.6698
-2.250 -0.5476 0.05036 0.04395 0.0024 1.0000 0.6994
-2.000 -0.5470 0.05109 0.04458 0.0094 1.0000 0.7267
-1.750 -0.5481 0.05160 0.04502 0.0168 1.0000 0.7549
-1.500 -0.5465 0.05224 0.04557 0.0239 0.9979 0.7871
-1.250 -0.5380 0.05319 0.04637 0.0294 0.9934 0.8199
-1.000 -0.5231 0.05363 0.04660 0.0320 0.9870 0.8438
-0.750 -0.4994 0.05438 0.04711 0.0313 0.9817 0.8587
-0.500 -0.4728 0.05474 0.04723 0.0295 0.9732 0.8680
-0.250 -0.4471 0.05532 0.04757 0.0276 0.9679 0.8760
0.000 -0.4204 0.05575 0.04780 0.0255 0.9592 0.8837
0.250 -0.3957 0.05629 0.04811 0.0234 0.9530 0.8899
0.500 -0.3656 0.05705 0.04868 0.0206 0.9439 0.8958
0.750 -0.3421 0.05756 0.04900 0.0187 0.9377 0.9017
1.000 -0.3126 0.05833 0.04961 0.0159 0.9292 0.9073
1.250 -0.2850 0.05941 0.05054 0.0134 0.9239 0.9140
1.500 -0.2594 0.05985 0.05085 0.0113 0.9143 0.9202
1.750 -0.2259 0.06151 0.05235 0.0076 0.9090 0.9269
2.000 -0.2022 0.06176 0.05251 0.0057 0.8991 0.9339
2.250 -0.1581 0.06452 0.05513 -0.0001 0.8945 0.9417
2.500 -0.1394 0.06413 0.05469 -0.0013 0.8843 0.9486
2.750 -0.0899 0.06725 0.05771 -0.0083 0.8790 0.9570
3.000 -0.0685 0.06714 0.05755 -0.0103 0.8689 0.9646
3.250 -0.0163 0.07049 0.06083 -0.0180 0.8634 0.9766
3.500 0.0019 0.07017 0.06050 -0.0195 0.8521 0.9899
3.750 0.0372 0.07304 0.06324 -0.0241 0.8475 1.0000
4.000 0.0433 0.07223 0.06239 -0.0236 0.8369 1.0000
4.250 0.0832 0.07543 0.06550 -0.0289 0.8321 1.0000
4.500 0.0930 0.07513 0.06515 -0.0292 0.8218 1.0000
4.750 0.1338 0.07839 0.06832 -0.0347 0.8168 1.0000
5.000 0.1450 0.07856 0.06847 -0.0353 0.8076 1.0000
5.250 0.1847 0.08173 0.07156 -0.0405 0.8017 1.0000
5.500 0.1975 0.08237 0.07216 -0.0414 0.7927 1.0000
5.750 0.2345 0.08540 0.07512 -0.0459 0.7865 1.0000
6.000 0.2476 0.08637 0.07607 -0.0469 0.7781 1.0000
6.250 0.2823 0.08933 0.07897 -0.0508 0.7710 1.0000
6.500 0.2941 0.09047 0.08009 -0.0514 0.7628 1.0000
6.750 0.3253 0.09328 0.08285 -0.0545 0.7555 1.0000
7.000 0.3365 0.09461 0.08417 -0.0549 0.7475 1.0000
7.250 0.3650 0.09733 0.08685 -0.0574 0.7400 1.0000
7.500 0.3754 0.09880 0.08832 -0.0576 0.7322 1.0000
7.750 0.4016 0.10146 0.09097 -0.0596 0.7244 1.0000
8.000 0.4114 0.10309 0.09261 -0.0598 0.7171 1.0000
8.250 0.4359 0.10568 0.09521 -0.0615 0.7088 1.0000
8.500 0.4446 0.10736 0.09691 -0.0616 0.7010 1.0000
8.750 0.4691 0.11010 0.09970 -0.0632 0.6929 1.0000
9.000 0.4761 0.11173 0.10136 -0.0631 0.6847 1.0000
9.250 0.5017 0.11475 0.10443 -0.0649 0.6768 1.0000
9.500 0.5060 0.11620 0.10593 -0.0646 0.6680 1.0000
9.750 0.5340 0.11967 0.10947 -0.0665 0.6606 1.0000
10.000 0.5347 0.12082 0.11068 -0.0660 0.6514 1.0000
10.250 0.5657 0.12489 0.11483 -0.0682 0.6445 1.0000
10.500 0.5628 0.12563 0.11563 -0.0675 0.6345 1.0000
10.750 0.5964 0.13033 0.12045 -0.0699 0.6283 1.0000
11.000 0.5910 0.13066 0.12085 -0.0691 0.6173 1.0000
11.250 0.6154 0.13478 0.12506 -0.0708 0.6115 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-S-196 V1 AIRFOIL (fx66196v-il)