FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.18 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxs02196-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fxs02196-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.3799 0.08983 0.08334 -0.0853 0.9712 0.0572
-12.000 -0.3976 0.08137 0.07470 -0.0935 0.9593 0.0569
-11.750 -0.4146 0.07427 0.06736 -0.1005 0.9447 0.0566
-11.500 -0.4284 0.06822 0.06100 -0.1064 0.9302 0.0565
-11.250 -0.4371 0.06316 0.05557 -0.1111 0.9162 0.0565
-11.000 -0.4413 0.05917 0.05121 -0.1139 0.9014 0.0566
-10.750 -0.4455 0.05611 0.04781 -0.1146 0.8855 0.0567
-10.500 -0.4464 0.05351 0.04485 -0.1144 0.8715 0.0570
-10.250 -0.4405 0.05118 0.04218 -0.1139 0.8596 0.0574
-10.000 -0.4257 0.04931 0.04010 -0.1134 0.8479 0.0581
-9.750 -0.4056 0.04737 0.03791 -0.1132 0.8387 0.0591
-9.500 -0.3889 0.04583 0.03611 -0.1125 0.8284 0.0606
-9.250 -0.3694 0.04429 0.03416 -0.1118 0.8195 0.0625
-9.000 -0.3259 0.04291 0.03272 -0.1125 0.8132 0.0652
-8.750 -0.2816 0.04216 0.03172 -0.1123 0.8054 0.0676
-8.500 -0.2443 0.04172 0.03123 -0.1114 0.7988 0.0700
-8.250 -0.2181 0.04125 0.03067 -0.1101 0.7925 0.0726
-8.000 -0.2014 0.04083 0.03021 -0.1085 0.7841 0.0750
-7.750 -0.1878 0.04012 0.02952 -0.1070 0.7774 0.0778
-7.500 -0.1767 0.03940 0.02874 -0.1055 0.7713 0.0812
-7.250 -0.1727 0.03876 0.02816 -0.1036 0.7633 0.0845
-7.000 -0.1678 0.03799 0.02735 -0.1016 0.7571 0.0893
-6.750 -0.1636 0.03716 0.02644 -0.0997 0.7520 0.0970
-6.500 -0.1669 0.03657 0.02586 -0.0972 0.7440 0.1051
-6.250 -0.1692 0.03548 0.02488 -0.0952 0.7379 0.1152
-6.000 -0.1683 0.03417 0.02371 -0.0935 0.7333 0.1407
-5.250 -0.1622 0.03365 0.02503 -0.0841 0.7160 0.4400
-5.000 -0.1436 0.03398 0.02506 -0.0834 0.7127 0.4887
-4.750 -0.1308 0.03482 0.02574 -0.0813 0.7076 0.5105
-4.500 -0.1196 0.03553 0.02632 -0.0791 0.7022 0.5254
-4.250 -0.1022 0.03622 0.02686 -0.0774 0.6981 0.5428
-4.000 -0.0813 0.03690 0.02737 -0.0757 0.6949 0.5612
-3.750 -0.0570 0.03759 0.02790 -0.0740 0.6923 0.5775
-3.500 -0.0446 0.03870 0.02900 -0.0705 0.6878 0.5888
-3.250 -0.0425 0.03936 0.02959 -0.0678 0.6816 0.6011
-3.000 -0.0276 0.04022 0.03041 -0.0648 0.6777 0.6131
-2.750 -0.0099 0.04077 0.03087 -0.0626 0.6748 0.6260
-2.500 0.0101 0.04091 0.03084 -0.0619 0.6724 0.6399
-2.250 0.0336 0.04136 0.03121 -0.0598 0.6705 0.6481
-2.000 0.0117 0.04265 0.03257 -0.0552 0.6627 0.6534
-1.750 0.0214 0.04292 0.03272 -0.0546 0.6581 0.6606
-1.500 0.0385 0.04318 0.03290 -0.0533 0.6550 0.6644
-1.250 0.0607 0.04327 0.03286 -0.0532 0.6527 0.6682
-1.000 0.0864 0.04328 0.03273 -0.0539 0.6510 0.6722
-0.750 0.1149 0.04324 0.03254 -0.0552 0.6494 0.6759
-0.500 0.0749 0.04576 0.03514 -0.0506 0.6413 0.6798
-0.250 0.0857 0.04647 0.03581 -0.0495 0.6377 0.6828
0.000 0.1043 0.04692 0.03619 -0.0491 0.6347 0.6864
0.250 0.1277 0.04723 0.03642 -0.0493 0.6323 0.6907
0.500 0.1552 0.04747 0.03655 -0.0502 0.6305 0.6949
0.750 0.1855 0.04773 0.03668 -0.0518 0.6290 0.6991
1.000 0.1709 0.05000 0.03898 -0.0497 0.6240 0.7023
1.250 0.1771 0.05125 0.04024 -0.0487 0.6208 0.7055
1.500 0.1914 0.05217 0.04113 -0.0484 0.6176 0.7090
1.750 0.2127 0.05285 0.04175 -0.0489 0.6146 0.7125
2.000 0.2398 0.05336 0.04219 -0.0499 0.6120 0.7160
2.250 0.2712 0.05378 0.04252 -0.0515 0.6099 0.7198
2.500 0.2888 0.05472 0.04344 -0.0517 0.6065 0.7232
2.750 0.2849 0.05639 0.04515 -0.0501 0.5998 0.7263
3.000 0.3018 0.05731 0.04606 -0.0501 0.5958 0.7301
3.250 0.3251 0.05806 0.04679 -0.0506 0.5927 0.7343
3.500 0.3519 0.05879 0.04749 -0.0516 0.5904 0.7390
3.750 0.3803 0.05949 0.04817 -0.0527 0.5884 0.7437
4.000 0.3830 0.06119 0.04993 -0.0517 0.5843 0.7480
4.250 0.3852 0.06292 0.05171 -0.0509 0.5791 0.7530
4.500 0.4034 0.06394 0.05275 -0.0511 0.5744 0.7590
4.750 0.4303 0.06455 0.05338 -0.0517 0.5707 0.7653
5.000 0.4610 0.06487 0.05374 -0.0520 0.5679 0.7718
5.250 0.4563 0.06688 0.05582 -0.0509 0.5598 0.7781
5.500 0.4729 0.06802 0.05700 -0.0511 0.5543 0.7853
5.750 0.4949 0.06875 0.05781 -0.0510 0.5506 0.7927
6.000 0.5230 0.06943 0.05855 -0.0516 0.5480 0.8019
6.250 0.5216 0.07144 0.06067 -0.0506 0.5412 0.8101
6.500 0.5303 0.07283 0.06216 -0.0500 0.5346 0.8207
6.750 0.5524 0.07346 0.06289 -0.0497 0.5302 0.8337
7.000 0.5810 0.07372 0.06327 -0.0497 0.5271 0.8508
7.250 0.5724 0.07594 0.06564 -0.0482 0.5179 0.8691
7.500 0.5881 0.07672 0.06658 -0.0477 0.5118 0.9026
7.750 0.6191 0.07687 0.06682 -0.0488 0.5077 1.0000
8.000 0.6229 0.07926 0.06924 -0.0495 0.4982 1.0000
8.250 0.6455 0.08061 0.07063 -0.0509 0.4919 1.0000
8.500 0.6783 0.08132 0.07135 -0.0523 0.4880 1.0000
8.750 0.6778 0.08400 0.07409 -0.0526 0.4782 1.0000
9.000 0.7004 0.08504 0.07518 -0.0533 0.4713 1.0000
9.250 0.7404 0.08455 0.07472 -0.0540 0.4669 1.0000
9.500 0.7340 0.08735 0.07758 -0.0539 0.4536 1.0000
9.750 0.7740 0.08622 0.07648 -0.0541 0.4477 1.0000
10.000 0.7723 0.08859 0.07893 -0.0540 0.4343 1.0000
10.250 0.8141 0.08679 0.07718 -0.0539 0.4284 1.0000
10.500 0.8087 0.08969 0.08016 -0.0539 0.4146 1.0000
10.750 0.8267 0.09014 0.08069 -0.0537 0.4047 1.0000
11.000 0.8438 0.09067 0.08130 -0.0535 0.3941 1.0000
11.250 0.8505 0.09256 0.08328 -0.0536 0.3828 1.0000
11.500 0.8747 0.09236 0.08317 -0.0534 0.3746 1.0000
11.750 0.8790 0.09473 0.08566 -0.0537 0.3628 1.0000
12.000 0.9080 0.09383 0.08487 -0.0532 0.3561 1.0000
12.250 0.9108 0.09651 0.08765 -0.0536 0.3435 1.0000
12.500 0.9398 0.09545 0.08672 -0.0531 0.3371 1.0000
12.750 0.9396 0.09862 0.09000 -0.0536 0.3228 1.0000
13.000 0.9526 0.09985 0.09136 -0.0537 0.3118 1.0000
13.250 0.9725 0.09995 0.09159 -0.0534 0.3024 1.0000
13.750 1.0149 0.09972 0.09159 -0.0527 0.2834 1.0000
14.000 1.0169 0.10282 0.09481 -0.0534 0.2680 1.0000
14.250 1.0203 0.10573 0.09785 -0.0540 0.2519 1.0000
14.500 1.0383 0.10614 0.09833 -0.0539 0.2386 1.0000
14.750 1.0591 0.10602 0.09822 -0.0534 0.2249 1.0000
15.000 1.0661 0.10840 0.10070 -0.0539 0.2079 1.0000
15.250 1.0766 0.11008 0.10237 -0.0541 0.1896 1.0000
15.500 1.0927 0.11050 0.10252 -0.0537 0.1718 1.0000
15.750 1.0933 0.11398 0.10602 -0.0547 0.1524 1.0000
16.000 1.0981 0.11657 0.10845 -0.0554 0.1378 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il)