FX 66-H-60 (fx66h60-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-H-60 (fx66h60-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.56 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66h60-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx66h60-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 66-H-60
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.6390 0.11083 0.10476 0.0335 1.0000 0.1570
-8.000 -0.6262 0.10579 0.09965 0.0346 1.0000 0.1661
-7.750 -0.6406 0.10361 0.09760 0.0304 1.0000 0.1708
-7.500 -0.6281 0.09880 0.09282 0.0317 1.0000 0.1818
-7.000 -0.6405 0.09286 0.08698 0.0244 1.0000 0.1988
-6.750 -0.6210 0.08726 0.08147 0.0289 1.0000 0.2174
-6.500 -0.6188 0.08372 0.07797 0.0281 1.0000 0.2366
-6.250 -0.6116 0.07976 0.07408 0.0293 1.0000 0.2590
-6.000 -0.6068 0.07627 0.07065 0.0306 1.0000 0.2899
-4.750 -0.3191 0.05237 0.04637 0.0545 1.0000 0.9037
-4.500 -0.3772 0.05294 0.04719 0.0619 1.0000 0.8131
-4.250 -0.4255 0.05219 0.04668 0.0658 1.0000 0.7528
-4.000 -0.4683 0.04990 0.04465 0.0662 1.0000 0.6896
-3.750 -0.5070 0.04632 0.04131 0.0610 1.0000 0.6248
-3.500 -0.4012 0.03726 0.02927 0.0091 1.0000 0.2055
-3.250 -0.3620 0.03468 0.02575 0.0090 1.0000 0.1560
-3.000 -0.3314 0.03189 0.02252 0.0097 1.0000 0.1391
-2.750 -0.3000 0.02947 0.01959 0.0106 1.0000 0.1244
-2.500 -0.2685 0.02742 0.01702 0.0116 1.0000 0.1149
-2.250 -0.2379 0.02522 0.01456 0.0123 1.0000 0.1114
-2.000 -0.2062 0.02330 0.01241 0.0130 1.0000 0.1115
-1.750 -0.1719 0.02159 0.01055 0.0133 1.0000 0.1199
-1.500 -0.1411 0.02000 0.00900 0.0136 1.0000 0.1405
-1.250 -0.0391 0.01461 0.00596 0.0040 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0146 0.01451 0.00548 0.0046 1.0000 1.0000
-0.750 0.0100 0.01443 0.00518 0.0050 1.0000 1.0000
-0.500 0.0351 0.01437 0.00502 0.0051 1.0000 1.0000
-0.250 0.0613 0.01436 0.00497 0.0045 1.0000 1.0000
0.000 0.0860 0.01460 0.00539 0.0022 1.0000 1.0000
0.250 0.1702 0.01543 0.00561 -0.0088 0.8284 1.0000
0.500 0.1903 0.01621 0.00600 -0.0065 0.7715 1.0000
0.750 0.2106 0.01685 0.00637 -0.0046 0.7306 1.0000
1.000 0.2320 0.01744 0.00674 -0.0029 0.6976 1.0000
1.250 0.2546 0.01801 0.00715 -0.0017 0.6690 1.0000
1.500 0.2774 0.01858 0.00757 -0.0005 0.6449 1.0000
1.750 0.3006 0.01916 0.00809 0.0004 0.6222 1.0000
2.000 0.3233 0.01979 0.00864 0.0014 0.6032 1.0000
2.250 0.3466 0.02045 0.00930 0.0022 0.5847 1.0000
2.500 0.3702 0.02115 0.01004 0.0029 0.5686 1.0000
2.750 0.3940 0.02189 0.01079 0.0035 0.5537 1.0000
3.000 0.4174 0.02269 0.01163 0.0041 0.5399 1.0000
3.250 0.4410 0.02358 0.01260 0.0046 0.5271 1.0000
3.500 0.4646 0.02453 0.01368 0.0049 0.5149 1.0000
3.750 0.4881 0.02557 0.01486 0.0052 0.5036 1.0000
4.000 0.5115 0.02668 0.01622 0.0055 0.4939 1.0000
4.250 0.5346 0.02776 0.01744 0.0061 0.4842 1.0000
4.500 0.5581 0.02925 0.01923 0.0056 0.4740 1.0000
4.750 0.5810 0.03082 0.02107 0.0053 0.4655 1.0000
5.000 0.6035 0.03211 0.02254 0.0060 0.4570 1.0000
5.250 0.6257 0.03436 0.02520 0.0046 0.4481 1.0000
5.500 0.6471 0.03627 0.02753 0.0044 0.4399 1.0000
5.750 0.6681 0.03824 0.02982 0.0042 0.4311 1.0000
6.000 0.6866 0.04118 0.03318 0.0025 0.4217 1.0000
6.250 0.7048 0.04360 0.03597 0.0022 0.4110 1.0000
6.500 0.7297 0.03062 0.02223 0.0205 0.3182 1.0000
6.750 0.7438 0.02604 0.01654 0.0262 0.1350 1.0000
7.000 0.7611 0.02875 0.01894 0.0274 0.1030 1.0000
7.250 0.7776 0.03130 0.02148 0.0284 0.0865 1.0000
7.500 0.7973 0.03393 0.02434 0.0300 0.0795 1.0000
7.750 0.8177 0.03686 0.02746 0.0314 0.0754 1.0000
8.000 0.8377 0.04038 0.03121 0.0326 0.0736 1.0000
8.250 0.8549 0.04453 0.03577 0.0333 0.0731 1.0000
8.500 0.8676 0.04902 0.04076 0.0336 0.0730 1.0000
8.750 0.8741 0.05370 0.04604 0.0332 0.0736 1.0000
9.000 0.8608 0.06009 0.05322 0.0303 0.0761 1.0000
9.250 0.8393 0.06726 0.06075 0.0255 0.0791 1.0000
9.500 0.8175 0.07406 0.06761 0.0199 0.0807 1.0000
9.750 0.7992 0.08155 0.07508 0.0138 0.0823 1.0000
10.000 0.7917 0.08793 0.08140 0.0104 0.0840 1.0000
10.250 0.6579 0.09327 0.08682 0.0043 0.0912 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-H-60 (fx66h60-il)