Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

FX 75-VG-166/22 (fx75vg166-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: FX 75-VG-166/22 (fx75vg166-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.55 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx75vg166-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx75vg166-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: FX 75-VG-166/22                                 
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.4444   0.12627   0.12059  -0.0142   1.0000   0.3491
  -9.250  -0.4583   0.12447   0.11886  -0.0121   1.0000   0.3626
  -9.000  -0.4751   0.12309   0.11755  -0.0097   1.0000   0.3778
  -8.750  -0.4534   0.11927   0.11368  -0.0085   1.0000   0.3872
  -8.500  -0.4560   0.11686   0.11130  -0.0064   1.0000   0.4015
  -8.250  -0.4647   0.11469   0.10919  -0.0042   1.0000   0.4154
  -8.000  -0.4754   0.11278   0.10732  -0.0016   1.0000   0.4305
  -7.750  -0.5565   0.08773   0.08289  -0.0239   1.0000   0.2125
  -7.500  -0.6213   0.08184   0.07699  -0.0219   1.0000   0.2031
  -7.250  -0.6948   0.07834   0.07339  -0.0167   1.0000   0.2065
  -7.000  -0.7908   0.07597   0.07001  -0.0134   1.0000   0.1677
  -6.750  -0.8124   0.06944   0.06260  -0.0108   1.0000   0.1432
  -6.500  -0.8041   0.06561   0.05854  -0.0090   1.0000   0.1365
  -6.250  -0.8007   0.06162   0.05413  -0.0069   1.0000   0.1320
  -6.000  -0.7968   0.05827   0.04973  -0.0041   1.0000   0.1248
  -5.750  -0.7836   0.05501   0.04623  -0.0026   1.0000   0.1236
  -5.500  -0.7691   0.05203   0.04291  -0.0011   1.0000   0.1218
  -5.250  -0.7527   0.04929   0.03976   0.0005   1.0000   0.1206
  -5.000  -0.7353   0.04709   0.03714   0.0020   1.0000   0.1213
  -4.750  -0.7168   0.04528   0.03483   0.0035   1.0000   0.1241
  -4.500  -0.6967   0.04328   0.03254   0.0048   1.0000   0.1268
  -4.250  -0.6750   0.04154   0.03071   0.0058   1.0000   0.1302
  -4.000  -0.6534   0.04034   0.02936   0.0069   1.0000   0.1366
  -3.750  -0.6298   0.03918   0.02810   0.0080   1.0000   0.1446
  -3.500  -0.1956   0.05034   0.04197  -0.0329   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.1919   0.04990   0.04131  -0.0311   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.1876   0.04953   0.04076  -0.0293   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1828   0.04925   0.04029  -0.0275   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.1773   0.04902   0.03988  -0.0256   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.1715   0.04885   0.03955  -0.0237   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.1654   0.04873   0.03927  -0.0218   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.1590   0.04866   0.03904  -0.0200   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.1522   0.04863   0.03886  -0.0181   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.1454   0.04864   0.03874  -0.0162   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.1383   0.04868   0.03866  -0.0143   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.1309   0.04876   0.03862  -0.0125   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.1236   0.04886   0.03860  -0.0106   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.1161   0.04900   0.03863  -0.0088   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1086   0.04916   0.03869  -0.0070   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1009   0.04936   0.03881  -0.0051   1.0000   1.0000
   0.500  -0.0933   0.04958   0.03894  -0.0033   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0857   0.04982   0.03909  -0.0015   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0780   0.05008   0.03928   0.0003   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0704   0.05037   0.03951   0.0021   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0628   0.05068   0.03975   0.0038   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0553   0.05101   0.04003   0.0056   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0479   0.05136   0.04034   0.0073   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0406   0.05173   0.04067   0.0091   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0333   0.05212   0.04102   0.0108   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0262   0.05253   0.04140   0.0125   1.0000   1.0000
   3.000  -0.0192   0.05294   0.04180   0.0142   1.0000   1.0000
   3.250  -0.0124   0.05339   0.04222   0.0159   1.0000   1.0000
   3.500  -0.0057   0.05384   0.04266   0.0176   1.0000   1.0000
   3.750   0.0009   0.05432   0.04314   0.0192   1.0000   1.0000
   4.000   0.0073   0.05481   0.04363   0.0208   1.0000   1.0000
   4.250   0.0135   0.05531   0.04413   0.0225   1.0000   1.0000
   4.500   0.0460   0.05728   0.04613   0.0185   0.9897   1.0000
   4.750   0.0827   0.05943   0.04832   0.0138   0.9714   1.0000
   5.000   0.1175   0.06178   0.05072   0.0098   0.9530   1.0000
   5.250   0.1420   0.06317   0.05215   0.0080   0.9325   1.0000
   5.500   0.1676   0.06477   0.05380   0.0061   0.9118   1.0000
   5.750   0.1914   0.06656   0.05564   0.0047   0.8939   1.0000
   6.000   0.2129   0.06831   0.05746   0.0039   0.8769   1.0000
   6.250   0.2332   0.07008   0.05929   0.0033   0.8601   1.0000
   6.500   0.2504   0.07169   0.06096   0.0032   0.8438   1.0000
   6.750   0.2665   0.07328   0.06261   0.0033   0.8281   1.0000
   7.000   0.2807   0.07480   0.06422   0.0037   0.8129   1.0000
   7.250   0.2943   0.07635   0.06584   0.0042   0.7980   1.0000
   7.500   0.3052   0.07773   0.06728   0.0050   0.7838   1.0000
   7.750   0.3164   0.07922   0.06885   0.0057   0.7698   1.0000
   8.000   0.3287   0.08079   0.07051   0.0061   0.7557   1.0000
   8.250   0.3402   0.08228   0.07211   0.0066   0.7407   1.0000
   8.500   0.3571   0.08420   0.07413   0.0064   0.7249   1.0000
   8.750   0.3632   0.08526   0.07527   0.0074   0.7080   1.0000
   9.000   0.4258   0.08258   0.07276   0.0076   0.6318   1.0000
   9.250   0.4614   0.08253   0.07286   0.0074   0.6039   1.0000
   9.500   0.4873   0.08275   0.07323   0.0077   0.5808   1.0000
   9.750   0.5214   0.08269   0.07336   0.0076   0.5587   1.0000
  10.000   0.5396   0.08316   0.07398   0.0082   0.5372   1.0000
  10.250   0.5876   0.08195   0.07302   0.0081   0.5159   1.0000
  10.500   0.6041   0.08233   0.07357   0.0091   0.4942   1.0000
  10.750   0.6311   0.08174   0.07319   0.0101   0.4718   1.0000
  11.000   0.6919   0.07744   0.06925   0.0114   0.4511   1.0000
  11.500   0.8654   0.05667   0.04940   0.0188   0.3962   1.0000
  11.750   0.9552   0.04648   0.03870   0.0230   0.3175   1.0000
  12.000   0.9607   0.04750   0.03922   0.0257   0.2708   1.0000
  12.250   0.9621   0.04954   0.04099   0.0279   0.2329   1.0000
  12.500   0.9839   0.05119   0.04211   0.0292   0.1916   1.0000
  12.750   0.9995   0.05349   0.04437   0.0303   0.1662   1.0000
  13.000   1.0360   0.05580   0.04652   0.0301   0.1446   1.0000
  13.250   1.0697   0.05864   0.04941   0.0297   0.1311   1.0000
  13.500   1.0643   0.06184   0.05305   0.0313   0.1267   1.0000
  13.750   1.0989   0.06499   0.05613   0.0305   0.1172   1.0000
  14.000   1.0841   0.06854   0.06010   0.0323   0.1159   1.0000
  14.250   1.0685   0.07257   0.06449   0.0337   0.1150   1.0000
  14.500   1.0490   0.07691   0.06916   0.0347   0.1145   1.0000
  14.750   1.0234   0.08181   0.07435   0.0353   0.1142   1.0000
  15.000   0.9961   0.08725   0.08006   0.0352   0.1146   1.0000
  15.250   0.9692   0.09330   0.08631   0.0343   0.1155   1.0000
  15.500   0.9359   0.10038   0.09356   0.0324   0.1163   1.0000
  15.750   0.9117   0.10769   0.10098   0.0301   0.1173   1.0000
<< Back to FX 75-VG-166/22 (fx75vg166-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX 75-VG-166/22 (fx75vg166-il)