FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.54 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66s196-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx66s196-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1769 0.12200 0.11623 -0.0733 0.9426 0.3238
-10.250 -0.3308 0.09826 0.09277 -0.0929 0.9389 0.1440
-10.000 -0.3517 0.09374 0.08830 -0.0934 0.9324 0.1393
-9.750 -0.4766 0.08707 0.08161 -0.0958 0.9262 0.1326
-9.500 -0.4980 0.08516 0.07967 -0.0930 0.9209 0.1305
-9.250 -0.5198 0.08324 0.07774 -0.0898 0.9164 0.1291
-9.000 -0.5464 0.08093 0.07536 -0.0870 0.9134 0.1275
-8.750 -0.5733 0.07849 0.07280 -0.0841 0.9116 0.1256
-8.500 -0.6002 0.07583 0.06995 -0.0812 0.9103 0.1234
-8.250 -0.6277 0.07279 0.06655 -0.0780 0.9097 0.1208
-8.000 -0.6631 0.07058 0.06371 -0.0731 0.9111 0.1177
-7.750 -0.6708 0.06853 0.06134 -0.0700 0.9126 0.1165
-7.500 -0.6740 0.06611 0.05870 -0.0673 0.9149 0.1160
-7.250 -0.6726 0.06370 0.05600 -0.0652 0.9172 0.1156
-7.000 -0.8116 0.06788 0.06103 -0.0372 1.0000 0.1165
-6.750 -0.8014 0.06426 0.05712 -0.0367 1.0000 0.1157
-6.500 -0.7892 0.06092 0.05342 -0.0363 1.0000 0.1149
-6.250 -0.7749 0.05782 0.04988 -0.0359 1.0000 0.1147
-6.000 -0.7588 0.05526 0.04681 -0.0354 1.0000 0.1156
-5.750 -0.7418 0.05280 0.04400 -0.0350 1.0000 0.1187
-5.500 -0.7244 0.05105 0.04221 -0.0343 1.0000 0.1228
-5.250 -0.7052 0.04944 0.04033 -0.0336 1.0000 0.1264
-5.000 -0.6849 0.04803 0.03849 -0.0327 1.0000 0.1312
-4.750 -0.6667 0.04680 0.03741 -0.0317 1.0000 0.1387
-4.500 -0.6475 0.04589 0.03640 -0.0303 1.0000 0.1484
-4.250 -0.6293 0.04515 0.03570 -0.0289 1.0000 0.1621
-4.000 -0.6126 0.04436 0.03513 -0.0272 1.0000 0.1801
-3.750 -0.5959 0.04331 0.03437 -0.0260 1.0000 0.2109
-3.500 -0.5788 0.04035 0.03312 -0.0262 1.0000 0.3403
-3.250 -0.5860 0.04429 0.03819 -0.0133 1.0000 0.6089
-3.000 -0.5865 0.04668 0.04049 -0.0042 1.0000 0.6562
-2.750 -0.5872 0.04830 0.04203 0.0044 1.0000 0.6903
-2.500 -0.5859 0.04934 0.04295 0.0117 1.0000 0.7213
-2.250 -0.5834 0.04999 0.04347 0.0182 1.0000 0.7475
-2.000 -0.5818 0.05043 0.04379 0.0250 1.0000 0.7745
-1.750 -0.5800 0.05070 0.04392 0.0314 1.0000 0.8028
-1.500 -0.5772 0.05084 0.04391 0.0373 1.0000 0.8318
-1.250 -0.5709 0.05100 0.04393 0.0425 1.0000 0.8602
-1.000 -0.5517 0.05161 0.04436 0.0452 1.0000 0.8888
-0.750 -0.5246 0.05226 0.04477 0.0445 1.0000 0.9093
-0.500 -0.4853 0.05337 0.04559 0.0402 0.9968 0.9211
-0.250 -0.4456 0.05453 0.04650 0.0353 0.9910 0.9283
0.000 -0.4063 0.05605 0.04776 0.0303 0.9836 0.9360
0.250 -0.3710 0.05677 0.04827 0.0260 0.9752 0.9413
0.500 -0.3335 0.05829 0.04958 0.0212 0.9694 0.9462
0.750 -0.3077 0.05866 0.04979 0.0188 0.9592 0.9506
1.000 -0.2742 0.05977 0.05074 0.0148 0.9521 0.9545
1.250 -0.2348 0.06124 0.05204 0.0097 0.9426 0.9584
1.500 -0.2105 0.06180 0.05249 0.0075 0.9344 0.9623
1.750 -0.1718 0.06355 0.05410 0.0024 0.9265 0.9664
2.000 -0.1444 0.06425 0.05471 -0.0004 0.9180 0.9701
2.250 -0.1050 0.06632 0.05666 -0.0056 0.9101 0.9750
2.500 -0.0812 0.06677 0.05705 -0.0078 0.9008 0.9792
2.750 -0.0369 0.06932 0.05951 -0.0139 0.8940 0.9858
3.000 -0.0125 0.06979 0.05993 -0.0164 0.8836 0.9905
3.250 0.0267 0.07248 0.06255 -0.0215 0.8777 1.0000
3.500 0.0224 0.07138 0.06144 -0.0184 0.8665 1.0000
3.750 0.0323 0.07221 0.06220 -0.0178 0.8599 1.0000
4.000 0.0388 0.07199 0.06194 -0.0166 0.8489 1.0000
4.250 0.0495 0.07255 0.06245 -0.0165 0.8419 1.0000
4.500 0.0732 0.07393 0.06377 -0.0186 0.8332 1.0000
4.750 0.0889 0.07487 0.06468 -0.0195 0.8257 1.0000
5.000 0.1181 0.07684 0.06661 -0.0226 0.8177 1.0000
5.250 0.1353 0.07805 0.06779 -0.0239 0.8109 1.0000
5.500 0.1640 0.08006 0.06977 -0.0270 0.8027 1.0000
5.750 0.1826 0.08156 0.07126 -0.0286 0.7957 1.0000
6.000 0.2120 0.08374 0.07342 -0.0318 0.7872 1.0000
6.250 0.2292 0.08525 0.07493 -0.0332 0.7799 1.0000
6.500 0.2598 0.08772 0.07739 -0.0365 0.7716 1.0000
6.750 0.2744 0.08912 0.07879 -0.0377 0.7634 1.0000
7.000 0.3065 0.09196 0.08163 -0.0411 0.7557 1.0000
7.250 0.3181 0.09326 0.08295 -0.0418 0.7476 1.0000
7.500 0.3499 0.09627 0.08595 -0.0452 0.7400 1.0000
7.750 0.3593 0.09751 0.08722 -0.0455 0.7315 1.0000
8.000 0.3908 0.10072 0.09045 -0.0487 0.7243 1.0000
8.250 0.3974 0.10190 0.09166 -0.0488 0.7157 1.0000
8.500 0.4295 0.10537 0.09514 -0.0518 0.7085 1.0000
8.750 0.4336 0.10637 0.09618 -0.0515 0.6987 1.0000
9.000 0.4681 0.11042 0.10027 -0.0547 0.6922 1.0000
9.250 0.4684 0.11102 0.10092 -0.0539 0.6816 1.0000
9.500 0.5063 0.11590 0.10585 -0.0574 0.6761 1.0000
9.750 0.5019 0.11589 0.10589 -0.0562 0.6647 1.0000
10.000 0.5210 0.11912 0.10918 -0.0577 0.6589 1.0000
10.250 0.5342 0.12099 0.11113 -0.0584 0.6480 1.0000
10.500 0.5418 0.12317 0.11338 -0.0588 0.6402 1.0000
10.750 0.5662 0.12641 0.11670 -0.0605 0.6311 1.0000
11.000 0.5681 0.12797 0.11833 -0.0604 0.6213 1.0000
11.250 0.6045 0.13302 0.12351 -0.0632 0.6138 1.0000
11.500 0.5982 0.13331 0.12386 -0.0624 0.6023 1.0000
11.750 0.6099 0.13627 0.12692 -0.0634 0.5953 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 66-S-196 AIRFOIL (fx66s196-il)