FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 16.76 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxs02196-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fxs02196-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX S 02-196 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.1702 0.10556 0.10118 -0.0874 0.9408 0.1832
-11.250 -0.1767 0.10114 0.09674 -0.0943 0.9274 0.1955
-11.000 -0.4501 0.05789 0.05233 -0.1240 0.9046 0.0746
-10.750 -0.4554 0.05498 0.04915 -0.1234 0.8897 0.0740
-10.500 -0.4564 0.05195 0.04581 -0.1228 0.8784 0.0738
-10.250 -0.4647 0.04978 0.04334 -0.1205 0.8638 0.0738
-10.000 -0.4705 0.04763 0.04073 -0.1184 0.8531 0.0742
-9.750 -0.4512 0.04548 0.03865 -0.1181 0.8432 0.0766
-9.500 -0.4461 0.04297 0.03563 -0.1163 0.8358 0.0758
-9.250 -0.4400 0.04107 0.03333 -0.1144 0.8249 0.0752
-9.000 -0.4202 0.03925 0.03133 -0.1137 0.8180 0.0765
-8.750 -0.4030 0.03758 0.02938 -0.1126 0.8101 0.0765
-8.500 -0.3831 0.03593 0.02744 -0.1116 0.8020 0.0761
-8.250 -0.3575 0.03434 0.02560 -0.1110 0.7964 0.0761
-8.000 -0.3326 0.03316 0.02432 -0.1104 0.7897 0.0766
-7.750 -0.3068 0.03214 0.02324 -0.1099 0.7828 0.0773
-7.500 -0.2781 0.03111 0.02215 -0.1095 0.7778 0.0785
-7.250 -0.2489 0.03023 0.02117 -0.1090 0.7738 0.0803
-7.000 -0.2281 0.02982 0.02092 -0.1081 0.7670 0.0826
-6.750 -0.2070 0.02942 0.02060 -0.1070 0.7614 0.0855
-6.500 -0.1855 0.02897 0.02016 -0.1057 0.7570 0.0887
-6.250 -0.1662 0.02852 0.01972 -0.1043 0.7535 0.0927
-6.000 -0.1562 0.02851 0.01975 -0.1024 0.7478 0.0972
-5.750 -0.1459 0.02826 0.01949 -0.1007 0.7423 0.1043
-5.500 -0.1361 0.02737 0.01872 -0.0993 0.7378 0.1162
-5.250 -0.1260 0.02572 0.01751 -0.0987 0.7343 0.1740
-5.000 -0.1184 0.02524 0.01846 -0.0970 0.7303 0.4693
-4.750 -0.1044 0.02666 0.01980 -0.0953 0.7246 0.5068
-4.500 -0.0848 0.02787 0.02095 -0.0936 0.7205 0.5270
-4.250 -0.0605 0.02859 0.02153 -0.0927 0.7172 0.5427
-4.000 -0.0332 0.02922 0.02203 -0.0919 0.7147 0.5573
-3.750 -0.0062 0.02992 0.02268 -0.0904 0.7123 0.5672
-3.500 -0.0026 0.03128 0.02403 -0.0883 0.7070 0.5758
-3.250 -0.0028 0.03275 0.02551 -0.0858 0.7022 0.5820
-3.000 0.0046 0.03402 0.02680 -0.0832 0.6988 0.5876
-2.750 0.0213 0.03479 0.02746 -0.0824 0.6963 0.5957
-2.500 0.0416 0.03543 0.02805 -0.0816 0.6943 0.6028
-2.250 0.0632 0.03621 0.02880 -0.0802 0.6928 0.6111
-2.000 0.0925 0.03659 0.02906 -0.0805 0.6915 0.6215
-1.750 0.0113 0.04087 0.03344 -0.0720 0.6864 0.6181
-1.500 0.0048 0.04272 0.03532 -0.0689 0.6861 0.6231
-1.250 0.0069 0.04434 0.03696 -0.0665 0.6865 0.6294
-1.000 0.0194 0.04571 0.03824 -0.0663 0.6874 0.6390
-0.750 -0.0222 0.04906 0.04164 -0.0629 0.7043 0.6395
-0.500 -0.0073 0.05058 0.04324 -0.0612 0.7084 0.6471
-0.250 0.0202 0.05199 0.04458 -0.0619 0.7103 0.6579
0.000 -0.0678 0.05482 0.04759 -0.0554 0.7656 0.6503
0.250 -0.0442 0.05567 0.04833 -0.0560 0.7601 0.6600
0.500 -0.0207 0.05686 0.04956 -0.0552 0.7567 0.6672
0.750 0.0128 0.05857 0.05121 -0.0568 0.7544 0.6743
1.000 0.0532 0.06097 0.05350 -0.0599 0.7530 0.6809
1.250 0.0288 0.05920 0.05176 -0.0543 0.7407 0.6830
1.500 0.0564 0.06040 0.05297 -0.0545 0.7363 0.6896
1.750 0.0925 0.06241 0.05493 -0.0562 0.7336 0.7019
2.000 0.0809 0.06215 0.05473 -0.0522 0.7238 0.7063
2.250 0.1045 0.06321 0.05578 -0.0517 0.7170 0.7205
2.500 0.1316 0.06472 0.05736 -0.0511 0.7138 0.7316
2.750 0.1717 0.06722 0.05981 -0.0537 0.7119 0.7403
3.000 0.1513 0.06615 0.05875 -0.0498 0.6993 0.7435
3.250 0.1800 0.06735 0.05999 -0.0501 0.6945 0.7495
3.500 0.2227 0.06965 0.06226 -0.0527 0.6918 0.7558
3.750 0.2067 0.06930 0.06193 -0.0498 0.6799 0.7586
4.000 0.2488 0.07075 0.06332 -0.0526 0.6734 0.7631
4.250 0.2967 0.07343 0.06600 -0.0554 0.6697 0.7668
4.750 0.3992 0.06852 0.06097 -0.0553 0.6075 0.7766
5.000 0.3761 0.07097 0.06348 -0.0537 0.6043 0.7803
5.250 0.4183 0.06932 0.06179 -0.0538 0.5801 0.7858
5.500 0.4897 0.06664 0.05909 -0.0551 0.5686 0.7925
5.750 0.4741 0.06919 0.06171 -0.0536 0.5588 0.7974
6.000 0.5501 0.06586 0.05834 -0.0554 0.5486 0.8064
6.250 0.5383 0.06817 0.06073 -0.0537 0.5374 0.8118
6.500 0.5844 0.06660 0.05917 -0.0541 0.5301 0.8215
6.750 0.6404 0.06440 0.05701 -0.0548 0.5271 0.8322
7.000 0.6166 0.06789 0.06060 -0.0531 0.5140 0.8407
7.250 0.6539 0.06677 0.05955 -0.0528 0.5097 0.8547
7.500 0.7023 0.06439 0.05726 -0.0525 0.5071 0.8736
7.750 0.6772 0.06805 0.06105 -0.0505 0.4939 0.8907
8.000 0.7138 0.06631 0.05947 -0.0499 0.4899 0.9394
8.250 0.7694 0.06463 0.05782 -0.0528 0.4875 1.0000
8.500 0.7594 0.06848 0.06171 -0.0539 0.4734 1.0000
8.750 0.8047 0.06749 0.06070 -0.0558 0.4699 1.0000
9.000 0.8501 0.06627 0.05950 -0.0572 0.4678 1.0000
9.250 0.8914 0.06532 0.05858 -0.0582 0.4663 1.0000
9.500 0.8685 0.06988 0.06318 -0.0577 0.4503 1.0000
9.750 0.9069 0.06885 0.06219 -0.0582 0.4482 1.0000
10.000 0.9461 0.06758 0.06098 -0.0585 0.4466 1.0000
10.250 0.9263 0.07205 0.06550 -0.0581 0.4312 1.0000
10.500 0.9487 0.07221 0.06572 -0.0580 0.4254 1.0000
10.750 0.9541 0.07407 0.06766 -0.0578 0.4145 1.0000
11.000 0.9939 0.07199 0.06565 -0.0575 0.4115 1.0000
11.250 1.0319 0.07005 0.06381 -0.0572 0.4089 1.0000
11.500 1.0220 0.07363 0.06745 -0.0570 0.3937 1.0000
11.750 1.0627 0.07105 0.06498 -0.0565 0.3911 1.0000
12.000 1.0551 0.07455 0.06856 -0.0564 0.3761 1.0000
12.250 1.0929 0.07225 0.06637 -0.0558 0.3728 1.0000
12.500 1.0941 0.07480 0.06901 -0.0557 0.3595 1.0000
12.750 1.1370 0.07175 0.06606 -0.0551 0.3549 1.0000
13.000 1.1445 0.07351 0.06791 -0.0549 0.3405 1.0000
13.250 1.1591 0.07431 0.06877 -0.0546 0.3245 1.0000
13.500 1.1804 0.07414 0.06861 -0.0541 0.3054 1.0000
13.750 1.2122 0.07231 0.06657 -0.0530 0.2790 1.0000
14.000 1.2096 0.07545 0.06961 -0.0529 0.2457 1.0000
14.250 1.2091 0.07809 0.07191 -0.0525 0.2106 1.0000
14.500 1.1988 0.08224 0.07565 -0.0525 0.1794 1.0000
14.750 1.1911 0.08638 0.07964 -0.0527 0.1504 1.0000
15.000 1.1860 0.09014 0.08306 -0.0530 0.1338 1.0000
15.250 1.1940 0.09188 0.08453 -0.0524 0.1194 1.0000
15.500 1.2039 0.09379 0.08645 -0.0523 0.1091 1.0000
15.750 1.2142 0.09563 0.08820 -0.0523 0.1027 1.0000
16.000 1.2304 0.09659 0.08913 -0.0520 0.0979 1.0000
16.250 1.2544 0.09630 0.08863 -0.0511 0.0937 1.0000
16.500 1.2778 0.09634 0.08865 -0.0504 0.0897 1.0000
16.750 1.3148 0.09468 0.08679 -0.0489 0.0859 1.0000
17.000 1.3328 0.09589 0.08817 -0.0487 0.0835 1.0000
17.250 1.3579 0.09623 0.08853 -0.0481 0.0810 1.0000
17.500 1.3868 0.09638 0.08868 -0.0476 0.0787 1.0000
17.750 1.3919 0.09927 0.09185 -0.0480 0.0773 1.0000
18.000 1.4009 0.10174 0.09453 -0.0483 0.0758 1.0000
18.250 1.4151 0.10369 0.09662 -0.0485 0.0745 1.0000
18.500 1.4315 0.10547 0.09850 -0.0486 0.0734 1.0000
18.750 1.4564 0.10658 0.09963 -0.0485 0.0724 1.0000
19.000 1.4503 0.11089 0.10425 -0.0496 0.0721 1.0000
19.250 1.4411 0.11561 0.10927 -0.0510 0.0719 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il)