FX 78-K-140 A/20 (fx78k140a20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 78-K-140 A/20 (fx78k140a20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.78 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx78k140a20-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx78k140a20-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 78-K-140 A/20
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.5449 0.11842 0.11378 -0.0122 1.0000 0.2254
-6.750 -0.5348 0.11458 0.10995 -0.0097 1.0000 0.2379
-6.500 -0.5758 0.11342 0.10889 -0.0086 1.0000 0.2402
-6.250 -0.5665 0.10993 0.10542 -0.0055 1.0000 0.2526
-6.000 -0.5714 0.10683 0.10236 -0.0032 1.0000 0.2633
-5.750 -0.6117 0.10505 0.10059 -0.0044 1.0000 0.2701
-5.500 -0.6170 0.10204 0.09761 -0.0023 1.0000 0.2848
-5.250 -0.6067 0.09845 0.09408 0.0021 1.0000 0.3024
-5.000 -0.6142 0.09592 0.09157 0.0051 1.0000 0.3275
-4.000 -0.3813 0.08545 0.08083 0.0267 1.0000 0.7480
-3.750 -0.3881 0.08320 0.07860 0.0292 1.0000 0.7576
-3.500 -0.4343 0.08144 0.07698 0.0351 1.0000 0.7279
-3.250 -0.4862 0.07939 0.07507 0.0415 1.0000 0.6984
-3.000 -0.5054 0.05669 0.04931 -0.0182 1.0000 0.1493
-2.750 -0.4814 0.05280 0.04475 -0.0177 1.0000 0.1318
-2.500 -0.4567 0.05030 0.04122 -0.0167 1.0000 0.1238
-2.250 -0.4384 0.04784 0.03863 -0.0159 1.0000 0.1272
-2.000 -0.4166 0.04580 0.03612 -0.0148 1.0000 0.1278
-1.750 -0.3945 0.04414 0.03405 -0.0138 1.0000 0.1292
-1.500 -0.3726 0.04310 0.03248 -0.0126 1.0000 0.1379
-1.250 -0.3510 0.04183 0.03115 -0.0119 1.0000 0.1462
-1.000 -0.3268 0.04082 0.02993 -0.0110 1.0000 0.1589
-0.750 -0.3015 0.04035 0.02927 -0.0106 1.0000 0.1816
-0.500 -0.2754 0.03992 0.02886 -0.0102 1.0000 0.2117
-0.250 -0.1986 0.03803 0.02998 -0.0162 1.0000 1.0000
0.000 -0.1834 0.03848 0.02990 -0.0150 1.0000 1.0000
0.250 -0.1684 0.03898 0.02998 -0.0139 1.0000 1.0000
0.500 -0.1532 0.03952 0.03018 -0.0129 1.0000 1.0000
0.750 -0.1376 0.04011 0.03046 -0.0121 1.0000 1.0000
1.000 -0.1220 0.04075 0.03084 -0.0113 1.0000 1.0000
1.250 -0.1061 0.04144 0.03128 -0.0107 1.0000 1.0000
1.500 -0.0902 0.04217 0.03179 -0.0101 1.0000 1.0000
1.750 -0.0740 0.04295 0.03233 -0.0095 1.0000 1.0000
2.000 -0.0579 0.04377 0.03296 -0.0091 1.0000 1.0000
2.250 -0.0417 0.04463 0.03366 -0.0087 1.0000 1.0000
2.500 -0.0257 0.04554 0.03441 -0.0084 1.0000 1.0000
2.750 -0.0095 0.04648 0.03519 -0.0081 1.0000 1.0000
3.000 0.0067 0.04747 0.03605 -0.0078 1.0000 1.0000
3.250 0.0314 0.04913 0.03758 -0.0094 0.9969 1.0000
3.500 0.0681 0.05184 0.04014 -0.0133 0.9878 1.0000
3.750 0.0995 0.05387 0.04206 -0.0163 0.9751 1.0000
4.000 0.1320 0.05620 0.04430 -0.0194 0.9624 1.0000
4.250 0.1657 0.05874 0.04677 -0.0226 0.9494 1.0000
4.500 0.1933 0.06059 0.04857 -0.0246 0.9352 1.0000
4.750 0.2187 0.06229 0.05025 -0.0262 0.9210 1.0000
5.000 0.2422 0.06391 0.05185 -0.0273 0.9070 1.0000
5.250 0.2642 0.06547 0.05341 -0.0282 0.8931 1.0000
5.500 0.2847 0.06701 0.05496 -0.0289 0.8795 1.0000
5.750 0.3036 0.06852 0.05649 -0.0293 0.8665 1.0000
6.000 0.3217 0.07012 0.05811 -0.0296 0.8543 1.0000
6.250 0.3411 0.07196 0.05998 -0.0301 0.8433 1.0000
6.500 0.3720 0.07496 0.06302 -0.0326 0.8344 1.0000
6.750 0.3865 0.07628 0.06443 -0.0324 0.8223 1.0000
7.000 0.3990 0.07769 0.06590 -0.0320 0.8112 1.0000
7.250 0.4121 0.07936 0.06764 -0.0318 0.8014 1.0000
7.500 0.4292 0.08148 0.06983 -0.0323 0.7930 1.0000
7.750 0.4542 0.08419 0.07268 -0.0339 0.7842 1.0000
8.000 0.4595 0.08528 0.07385 -0.0329 0.7741 1.0000
8.250 0.4728 0.08736 0.07603 -0.0330 0.7661 1.0000
8.500 0.5014 0.09061 0.07942 -0.0351 0.7570 1.0000
8.750 0.5033 0.09150 0.08040 -0.0338 0.7466 1.0000
9.000 0.5152 0.09370 0.08272 -0.0340 0.7385 1.0000
9.250 0.5458 0.09736 0.08661 -0.0364 0.7290 1.0000
9.500 0.5468 0.09827 0.08763 -0.0352 0.7178 1.0000
9.750 0.5547 0.10025 0.08973 -0.0350 0.7078 1.0000
10.000 0.5699 0.10289 0.09254 -0.0357 0.6978 1.0000
10.250 0.5910 0.10594 0.09578 -0.0371 0.6865 1.0000
10.500 0.6096 0.10867 0.09870 -0.0380 0.6736 1.0000
10.750 0.6230 0.11104 0.10130 -0.0384 0.6600 1.0000
11.000 0.6325 0.11321 0.10364 -0.0385 0.6460 1.0000
11.250 0.6386 0.11513 0.10573 -0.0383 0.6307 1.0000
11.500 0.7319 0.10899 0.10020 -0.0362 0.5356 1.0000
11.750 0.7655 0.10855 0.10013 -0.0355 0.5076 1.0000
12.000 0.7992 0.10747 0.09947 -0.0342 0.4785 1.0000
12.250 0.9295 0.06970 0.05962 -0.0060 0.1106 1.0000
12.500 0.9408 0.07122 0.06096 -0.0039 0.0955 1.0000
12.750 1.0091 0.06835 0.05782 -0.0002 0.0773 1.0000
13.000 1.1678 0.06958 0.05958 -0.0019 0.0671 1.0000
13.250 1.1842 0.07315 0.06362 -0.0009 0.0678 1.0000
13.500 1.1907 0.07721 0.06807 0.0003 0.0678 1.0000
13.750 1.1782 0.08108 0.07235 0.0021 0.0683 1.0000
14.000 1.1570 0.08525 0.07694 0.0038 0.0691 1.0000
14.250 1.1335 0.08953 0.08158 0.0049 0.0707 1.0000
14.500 1.1098 0.09459 0.08696 0.0054 0.0715 1.0000
14.750 1.0873 0.09974 0.09237 0.0052 0.0728 1.0000
15.000 1.0615 0.10537 0.09822 0.0044 0.0731 1.0000
15.250 1.0411 0.11139 0.10443 0.0030 0.0750 1.0000
15.500 1.0136 0.11817 0.11136 0.0005 0.0755 1.0000
15.750 0.9960 0.12494 0.11824 -0.0020 0.0769 1.0000
16.000 0.9847 0.13174 0.12510 -0.0045 0.0779 1.0000
16.250 0.9068 0.15016 0.14357 -0.0186 0.0826 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 78-K-140 A/20 (fx78k140a20-il)