FX 83-W-160 (fx83w160-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX 83-W-160 (fx83w160-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.02 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx83w160-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx83w160-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX 83-W-160
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3539 0.12467 0.11848 -0.0109 1.0000 0.3597
-8.250 -0.6375 0.09104 0.08459 -0.0348 1.0000 0.1876
-8.000 -0.6628 0.08480 0.07836 -0.0361 1.0000 0.1845
-7.750 -0.6916 0.07802 0.07155 -0.0377 1.0000 0.1819
-7.500 -0.7288 0.06874 0.06201 -0.0414 1.0000 0.1780
-7.250 -0.7420 0.06191 0.05477 -0.0439 1.0000 0.1787
-7.000 -0.7413 0.05638 0.04876 -0.0458 1.0000 0.1813
-6.750 -0.7332 0.05115 0.04272 -0.0482 1.0000 0.1859
-6.500 -0.7176 0.04930 0.04095 -0.0472 1.0000 0.1924
-6.250 -0.7008 0.04655 0.03779 -0.0478 1.0000 0.2001
-6.000 -0.6830 0.04439 0.03545 -0.0477 1.0000 0.2088
-5.750 -0.6629 0.04230 0.03294 -0.0481 1.0000 0.2191
-5.500 -0.6442 0.04096 0.03167 -0.0473 1.0000 0.2300
-5.250 -0.6237 0.03942 0.02993 -0.0472 1.0000 0.2426
-5.000 -0.6031 0.03821 0.02858 -0.0469 1.0000 0.2577
-4.750 -0.5826 0.03721 0.02754 -0.0464 1.0000 0.2747
-4.500 -0.5627 0.03642 0.02683 -0.0456 1.0000 0.2933
-4.250 -0.5433 0.03584 0.02638 -0.0446 1.0000 0.3155
-4.000 -0.5223 0.03517 0.02570 -0.0441 1.0000 0.3432
-3.750 -0.5043 0.03500 0.02582 -0.0423 1.0000 0.3707
-3.500 -0.4864 0.03505 0.02609 -0.0405 1.0000 0.4044
-3.250 -0.4701 0.03551 0.02678 -0.0380 1.0000 0.4410
-3.000 -0.4551 0.03629 0.02771 -0.0349 1.0000 0.4789
-2.750 -0.4406 0.03715 0.02863 -0.0318 1.0000 0.5177
-2.500 -0.4275 0.03794 0.02945 -0.0283 1.0000 0.5526
-2.250 -0.4180 0.03871 0.03031 -0.0236 1.0000 0.5797
-2.000 -0.4056 0.03913 0.03070 -0.0203 1.0000 0.6106
-1.750 -0.3953 0.03949 0.03106 -0.0164 1.0000 0.6371
-1.500 -0.3830 0.03967 0.03117 -0.0134 1.0000 0.6644
-1.250 -0.3736 0.03981 0.03130 -0.0095 1.0000 0.6880
-1.000 -0.3613 0.03987 0.03129 -0.0068 1.0000 0.7135
-0.750 -0.3506 0.03984 0.03122 -0.0036 1.0000 0.7368
-0.500 -0.3415 0.03976 0.03110 -0.0001 1.0000 0.7589
-0.250 -0.3309 0.03968 0.03097 0.0028 1.0000 0.7821
0.000 -0.3189 0.03961 0.03084 0.0052 1.0000 0.8059
0.250 -0.3089 0.03944 0.03064 0.0082 1.0000 0.8276
0.500 -0.2975 0.03932 0.03046 0.0107 1.0000 0.8506
0.750 -0.2837 0.03927 0.03036 0.0124 1.0000 0.8738
1.000 -0.2680 0.03921 0.03029 0.0136 1.0000 0.8960
1.250 -0.2457 0.03936 0.03043 0.0132 1.0000 0.9200
1.500 -0.2110 0.03987 0.03093 0.0098 1.0000 0.9438
1.750 -0.1675 0.04061 0.03165 0.0040 1.0000 0.9675
2.000 -0.1363 0.04085 0.03187 0.0000 1.0000 1.0000
2.250 -0.1191 0.04104 0.03198 -0.0015 1.0000 1.0000
2.500 -0.0969 0.04162 0.03248 -0.0038 1.0000 1.0000
2.750 -0.0722 0.04247 0.03324 -0.0066 1.0000 1.0000
3.000 -0.0466 0.04350 0.03419 -0.0094 1.0000 1.0000
3.250 -0.0209 0.04466 0.03528 -0.0123 1.0000 1.0000
3.500 0.0045 0.04592 0.03648 -0.0150 1.0000 1.0000
3.750 0.0293 0.04727 0.03777 -0.0176 1.0000 1.0000
4.000 0.0683 0.04988 0.04029 -0.0229 0.9949 1.0000
4.250 0.1095 0.05275 0.04309 -0.0285 0.9860 1.0000
4.500 0.1454 0.05516 0.04546 -0.0331 0.9754 1.0000
4.750 0.1772 0.05725 0.04753 -0.0369 0.9626 1.0000
5.000 0.2089 0.05946 0.04973 -0.0405 0.9486 1.0000
5.250 0.2398 0.06170 0.05196 -0.0439 0.9338 1.0000
5.500 0.2697 0.06378 0.05406 -0.0470 0.9155 1.0000
5.750 0.3038 0.06611 0.05640 -0.0505 0.8949 1.0000
6.000 0.3451 0.06899 0.05929 -0.0547 0.8718 1.0000
6.250 0.4550 0.06747 0.05777 -0.0616 0.7667 1.0000
6.500 0.4938 0.06808 0.05843 -0.0633 0.7404 1.0000
6.750 0.5367 0.06855 0.05894 -0.0651 0.7160 1.0000
7.000 0.5677 0.06891 0.05938 -0.0655 0.6919 1.0000
7.250 0.6180 0.06861 0.05917 -0.0673 0.6702 1.0000
7.500 0.6525 0.06850 0.05917 -0.0675 0.6481 1.0000
7.750 0.6806 0.06843 0.05919 -0.0670 0.6248 1.0000
8.000 0.7280 0.06699 0.05788 -0.0673 0.6038 1.0000
8.250 0.7845 0.06431 0.05538 -0.0674 0.5844 1.0000
8.500 0.8038 0.06407 0.05525 -0.0656 0.5588 1.0000
8.750 0.8568 0.06062 0.05200 -0.0646 0.5380 1.0000
9.000 0.9257 0.05462 0.04621 -0.0631 0.5195 1.0000
9.250 1.0207 0.04561 0.03741 -0.0623 0.4942 1.0000
9.500 1.1105 0.03918 0.03071 -0.0629 0.4419 1.0000
9.750 1.1568 0.03853 0.02955 -0.0630 0.3917 1.0000
10.000 1.1864 0.03957 0.03029 -0.0625 0.3545 1.0000
10.250 1.2194 0.04088 0.03129 -0.0627 0.3229 1.0000
10.500 1.2417 0.04253 0.03284 -0.0620 0.2990 1.0000
10.750 1.2838 0.04425 0.03428 -0.0639 0.2742 1.0000
11.000 1.3078 0.04628 0.03630 -0.0636 0.2567 1.0000
11.250 1.3344 0.04844 0.03843 -0.0637 0.2406 1.0000
11.500 1.3354 0.05067 0.04095 -0.0606 0.2308 1.0000
11.750 1.3520 0.05319 0.04356 -0.0596 0.2197 1.0000
12.000 1.3819 0.05574 0.04604 -0.0604 0.2072 1.0000
12.250 1.3654 0.05842 0.04912 -0.0554 0.2028 1.0000
12.500 1.3987 0.06110 0.05168 -0.0566 0.1914 1.0000
12.750 1.3730 0.06409 0.05508 -0.0512 0.1891 1.0000
13.000 1.3482 0.06751 0.05885 -0.0467 0.1867 1.0000
13.250 1.3237 0.07133 0.06297 -0.0430 0.1844 1.0000
13.500 1.3020 0.07540 0.06728 -0.0401 0.1819 1.0000
13.750 1.2689 0.08050 0.07265 -0.0376 0.1811 1.0000
14.000 1.2439 0.08567 0.07800 -0.0361 0.1793 1.0000
14.250 1.2176 0.09149 0.08399 -0.0354 0.1778 1.0000
14.500 1.1925 0.09799 0.09062 -0.0355 0.1766 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX 83-W-160 (fx83w160-il)