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

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
<< Back to FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il)