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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 75-VG-166/22 (fx75vg166-il)