FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 14.8 at α=14.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66s196-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx66s196-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 66-S-196 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.1262 0.10777 0.10294 -0.1016 0.8800 0.1550
-11.750 -0.1462 0.10348 0.09870 -0.1056 0.8715 0.1626
-11.500 -0.2360 0.07529 0.07053 -0.1235 0.8711 0.0821
-11.250 -0.3633 0.06417 0.05893 -0.1312 0.8611 0.0759
-11.000 -0.3626 0.06085 0.05549 -0.1310 0.8517 0.0733
-10.750 -0.3709 0.05730 0.05178 -0.1306 0.8444 0.0718
-10.500 -0.3881 0.05454 0.04886 -0.1289 0.8356 0.0706
-10.250 -0.4043 0.05209 0.04615 -0.1263 0.8293 0.0691
-10.000 -0.4181 0.04942 0.04318 -0.1238 0.8217 0.0676
-9.750 -0.4274 0.04657 0.03985 -0.1212 0.8162 0.0660
-9.500 -0.4313 0.04426 0.03709 -0.1187 0.8094 0.0651
-9.250 -0.4239 0.04206 0.03451 -0.1169 0.8039 0.0650
-9.000 -0.4071 0.04010 0.03233 -0.1160 0.8001 0.0664
-8.750 -0.3937 0.03896 0.03106 -0.1149 0.7940 0.0687
-8.500 -0.3772 0.03751 0.02934 -0.1138 0.7894 0.0707
-8.250 -0.3566 0.03594 0.02744 -0.1129 0.7860 0.0728
-8.000 -0.3376 0.03496 0.02619 -0.1118 0.7816 0.0746
-7.750 -0.3110 0.03315 0.02451 -0.1118 0.7771 0.0787
-7.500 -0.2892 0.03230 0.02358 -0.1111 0.7733 0.0853
-7.250 -0.2627 0.03101 0.02233 -0.1105 0.7703 0.0931
-7.000 -0.2470 0.03064 0.02196 -0.1090 0.7659 0.1020
-6.750 -0.2351 0.03021 0.02172 -0.1071 0.7616 0.1139
-6.500 -0.2233 0.02962 0.02124 -0.1050 0.7582 0.1323
-6.250 -0.2149 0.02872 0.02065 -0.1026 0.7553 0.1633
-6.000 -0.2211 0.02796 0.02041 -0.0991 0.7511 0.2182
-5.750 -0.2387 0.02713 0.02070 -0.0947 0.7459 0.3587
-5.500 -0.2259 0.02922 0.02325 -0.0906 0.7428 0.5305
-5.250 -0.2001 0.03111 0.02501 -0.0880 0.7404 0.5641
-5.000 -0.1724 0.03259 0.02629 -0.0859 0.7385 0.5914
-4.750 -0.1906 0.03496 0.02881 -0.0798 0.7323 0.5975
-4.500 -0.1900 0.03669 0.03053 -0.0754 0.7290 0.6116
-4.250 -0.1812 0.03814 0.03191 -0.0717 0.7267 0.6263
-4.000 -0.1645 0.03927 0.03294 -0.0690 0.7249 0.6413
-3.750 -0.4001 0.04342 0.03765 -0.0556 0.8442 0.5794
-3.500 -0.3924 0.04432 0.03850 -0.0517 0.8367 0.6015
-3.250 -0.3732 0.04587 0.03995 -0.0496 0.8340 0.6244
-3.000 -0.3527 0.04799 0.04207 -0.0467 0.8317 0.6451
-2.750 -0.3431 0.04910 0.04312 -0.0434 0.8294 0.6602
-2.500 -0.3368 0.04926 0.04321 -0.0398 0.8203 0.6741
-2.250 -0.3130 0.05076 0.04462 -0.0381 0.8169 0.6905
-2.000 -0.2962 0.05216 0.04595 -0.0358 0.8146 0.7062
-1.750 -0.2966 0.05180 0.04552 -0.0317 0.8056 0.7195
-1.500 -0.2754 0.05296 0.04660 -0.0297 0.8020 0.7354
-1.250 -0.2482 0.05472 0.04828 -0.0286 0.7999 0.7484
-1.000 -0.2578 0.05356 0.04710 -0.0236 0.7900 0.7555
-0.750 -0.2300 0.05447 0.04786 -0.0244 0.7868 0.7644
-0.500 -0.1961 0.05590 0.04914 -0.0264 0.7849 0.7697
-0.250 -0.2030 0.05495 0.04816 -0.0225 0.7758 0.7739
0.000 -0.1719 0.05585 0.04890 -0.0243 0.7718 0.7786
0.250 -0.1315 0.05749 0.05037 -0.0281 0.7697 0.7821
0.500 -0.1367 0.05668 0.04953 -0.0249 0.7605 0.7842
0.750 -0.1082 0.05755 0.05030 -0.0263 0.7568 0.7862
1.000 -0.0741 0.05903 0.05167 -0.0285 0.7546 0.7886
1.250 -0.0755 0.05869 0.05129 -0.0261 0.7461 0.7910
1.500 -0.0456 0.05965 0.05215 -0.0279 0.7415 0.7932
1.750 -0.0087 0.06131 0.05371 -0.0308 0.7391 0.7950
2.000 -0.0096 0.06116 0.05352 -0.0290 0.7311 0.7967
2.250 0.0197 0.06220 0.05447 -0.0307 0.7261 0.7987
2.500 0.0546 0.06387 0.05608 -0.0327 0.7236 0.8010
2.750 0.0513 0.06371 0.05592 -0.0302 0.7145 0.8032
3.000 0.0804 0.06489 0.05706 -0.0316 0.7101 0.8058
3.250 0.1166 0.06680 0.05892 -0.0341 0.7079 0.8085
3.500 0.1109 0.06672 0.05883 -0.0318 0.6991 0.8110
3.750 0.1408 0.06804 0.06010 -0.0336 0.6946 0.8134
4.000 0.1776 0.07008 0.06212 -0.0359 0.6923 0.8163
4.250 0.1695 0.06997 0.06204 -0.0333 0.6828 0.8187
4.500 0.1987 0.07139 0.06344 -0.0348 0.6789 0.8212
4.750 0.2351 0.07358 0.06561 -0.0373 0.6767 0.8238
5.000 0.2283 0.07367 0.06573 -0.0353 0.6668 0.8263
5.250 0.2603 0.07531 0.06735 -0.0372 0.6629 0.8294
5.500 0.2988 0.07782 0.06987 -0.0398 0.6609 0.8328
5.750 0.2884 0.07763 0.06973 -0.0374 0.6496 0.8356
6.000 0.3257 0.07968 0.07179 -0.0397 0.6463 0.8400
6.250 0.3219 0.08045 0.07260 -0.0385 0.6368 0.8438
6.500 0.3512 0.08206 0.07424 -0.0400 0.6322 0.8487
6.750 0.3910 0.08460 0.07685 -0.0426 0.6299 0.8549
7.000 0.3806 0.08493 0.07723 -0.0408 0.6185 0.8604
7.250 0.4160 0.08696 0.07933 -0.0428 0.6151 0.8680
7.500 0.4119 0.08826 0.08071 -0.0421 0.6066 0.8755
7.750 0.4425 0.08986 0.08243 -0.0437 0.6010 0.8868
8.000 0.4515 0.09170 0.08440 -0.0442 0.5942 0.9004
8.250 0.4823 0.09318 0.08605 -0.0465 0.5859 0.9274
8.500 0.4900 0.09479 0.08775 -0.0473 0.5771 1.0000
8.750 0.5280 0.09663 0.08962 -0.0502 0.5695 1.0000
9.000 0.5314 0.09886 0.09188 -0.0511 0.5609 1.0000
9.250 0.5686 0.10065 0.09369 -0.0536 0.5537 1.0000
9.500 0.5720 0.10263 0.09570 -0.0540 0.5428 1.0000
9.750 0.6258 0.10428 0.09737 -0.0567 0.5359 1.0000
10.000 0.6522 0.10084 0.09391 -0.0550 0.4991 1.0000
10.250 0.7110 0.09973 0.09285 -0.0564 0.4912 1.0000
10.500 0.7178 0.10092 0.09408 -0.0561 0.4780 1.0000
10.750 0.7277 0.10242 0.09563 -0.0561 0.4666 1.0000
11.000 0.7738 0.10182 0.09512 -0.0568 0.4621 1.0000
11.250 0.7729 0.10409 0.09745 -0.0566 0.4500 1.0000
11.500 0.8251 0.10269 0.09617 -0.0571 0.4468 1.0000
11.750 0.8218 0.10510 0.09865 -0.0568 0.4338 1.0000
12.000 0.8283 0.10687 0.10050 -0.0567 0.4221 1.0000
12.250 0.8781 0.10440 0.09816 -0.0565 0.4178 1.0000
12.500 0.8822 0.10630 0.10015 -0.0563 0.4054 1.0000
12.750 0.9379 0.10225 0.09628 -0.0555 0.4024 1.0000
13.000 0.9438 0.10370 0.09783 -0.0551 0.3894 1.0000
13.250 0.9553 0.10447 0.09870 -0.0547 0.3771 1.0000
13.500 1.0192 0.09766 0.09213 -0.0530 0.3739 1.0000
13.750 1.0348 0.09746 0.09207 -0.0522 0.3612 1.0000
14.000 1.1234 0.08528 0.08018 -0.0495 0.3583 1.0000
14.500 1.1728 0.08221 0.07739 -0.0478 0.3207 1.0000
14.750 1.1971 0.08088 0.07591 -0.0467 0.2784 1.0000
15.000 1.1969 0.08286 0.07736 -0.0456 0.2174 1.0000
15.250 1.1774 0.08789 0.08184 -0.0452 0.1666 1.0000
15.500 1.1571 0.09339 0.08687 -0.0452 0.1282 1.0000
15.750 1.1441 0.09804 0.09113 -0.0451 0.1015 1.0000
16.000 1.1411 0.10120 0.09395 -0.0447 0.0838 1.0000
16.250 1.1479 0.10292 0.09548 -0.0438 0.0705 1.0000
16.500 1.1591 0.10426 0.09676 -0.0431 0.0618 1.0000
16.750 1.1769 0.10462 0.09710 -0.0419 0.0554 1.0000
17.000 1.1985 0.10436 0.09664 -0.0406 0.0502 1.0000
17.250 1.2218 0.10444 0.09685 -0.0391 0.0472 1.0000
17.500 1.2379 0.10569 0.09824 -0.0385 0.0449 1.0000
17.750 1.2527 0.10706 0.09966 -0.0382 0.0424 1.0000
18.000 1.2777 0.10765 0.10025 -0.0369 0.0399 1.0000
18.250 1.2799 0.11104 0.10393 -0.0373 0.0392 1.0000
18.500 1.2791 0.11489 0.10807 -0.0379 0.0387 1.0000
18.750 1.2758 0.11914 0.11260 -0.0388 0.0384 1.0000
19.000 1.2679 0.12399 0.11773 -0.0402 0.0382 1.0000
19.250 1.2559 0.12954 0.12358 -0.0421 0.0381 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il)