FX S 03-182 AIRFOIL (fxs03182-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX S 03-182 AIRFOIL (fxs03182-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.58 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxs03182-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fxs03182-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX S 03-182 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.6025 0.10239 0.09723 -0.0496 1.0000 0.1142
-9.500 -0.6018 0.09903 0.09391 -0.0479 1.0000 0.1106
-9.250 -0.6427 0.09438 0.08927 -0.0475 1.0000 0.1067
-9.000 -0.7184 0.09157 0.08628 -0.0444 1.0000 0.0996
-8.750 -0.7345 0.08829 0.08297 -0.0423 1.0000 0.0981
-8.500 -0.7544 0.08496 0.07955 -0.0401 1.0000 0.0960
-8.250 -0.7784 0.08111 0.07551 -0.0379 1.0000 0.0935
-8.000 -0.8157 0.07663 0.07032 -0.0352 1.0000 0.0868
-7.750 -0.8163 0.07283 0.06637 -0.0336 1.0000 0.0859
-7.500 -0.8181 0.06903 0.06223 -0.0320 1.0000 0.0852
-7.250 -0.8163 0.06548 0.05834 -0.0307 1.0000 0.0846
-7.000 -0.8112 0.06197 0.05444 -0.0294 1.0000 0.0841
-6.750 -0.8031 0.05850 0.05045 -0.0282 1.0000 0.0848
-6.500 -0.7905 0.05544 0.04695 -0.0271 1.0000 0.0850
-6.250 -0.7751 0.05247 0.04343 -0.0260 1.0000 0.0863
-6.000 -0.7571 0.04968 0.04016 -0.0248 1.0000 0.0882
-5.750 -0.7388 0.04708 0.03761 -0.0235 1.0000 0.0937
-5.500 -0.7188 0.04511 0.03521 -0.0220 1.0000 0.1020
-5.250 -0.7029 0.04349 0.03380 -0.0210 1.0000 0.1208
-5.000 -0.6849 0.04216 0.03244 -0.0195 1.0000 0.1414
-4.750 -0.6664 0.04117 0.03145 -0.0171 1.0000 0.1567
-4.500 -0.6498 0.04038 0.03080 -0.0145 1.0000 0.1731
-4.250 -0.6356 0.03936 0.03005 -0.0123 1.0000 0.1954
-4.000 -0.6213 0.03776 0.02886 -0.0108 1.0000 0.2325
-3.750 -0.6241 0.03695 0.03089 -0.0033 1.0000 0.5816
-3.500 -0.6325 0.04161 0.03542 0.0113 1.0000 0.6740
-3.250 -0.6353 0.04439 0.03806 0.0226 1.0000 0.7158
-3.000 -0.6319 0.04621 0.03967 0.0312 1.0000 0.7474
-2.750 -0.3780 0.05905 0.05119 0.0142 1.0000 0.9129
-2.500 -0.3494 0.05875 0.05059 0.0118 1.0000 0.9278
-2.250 -0.3198 0.05836 0.04996 0.0089 1.0000 0.9381
-2.000 -0.3006 0.05801 0.04942 0.0079 1.0000 0.9464
-1.750 -0.2821 0.05775 0.04897 0.0069 1.0000 0.9540
-1.500 -0.2647 0.05748 0.04854 0.0061 1.0000 0.9596
-1.250 -0.2470 0.05727 0.04814 0.0052 1.0000 0.9644
-1.000 -0.2364 0.05711 0.04785 0.0057 1.0000 0.9688
-0.750 -0.2155 0.05704 0.04764 0.0043 1.0000 0.9733
-0.500 -0.1970 0.05705 0.04752 0.0033 1.0000 0.9776
-0.250 -0.1835 0.05708 0.04743 0.0032 1.0000 0.9814
0.000 -0.1674 0.05712 0.04736 0.0027 1.0000 0.9843
0.250 -0.1493 0.05724 0.04738 0.0017 1.0000 0.9875
0.500 -0.1345 0.05738 0.04744 0.0014 1.0000 0.9903
0.750 -0.1197 0.05763 0.04761 0.0010 1.0000 0.9933
1.000 -0.1026 0.05790 0.04780 0.0002 1.0000 0.9961
1.250 -0.0845 0.05835 0.04817 -0.0008 1.0000 0.9994
1.500 -0.0773 0.05841 0.04819 0.0003 1.0000 1.0000
1.750 -0.0731 0.05835 0.04809 0.0020 1.0000 1.0000
2.000 -0.0691 0.05828 0.04799 0.0038 1.0000 1.0000
2.250 -0.0653 0.05820 0.04788 0.0055 1.0000 1.0000
2.500 -0.0618 0.05811 0.04777 0.0073 1.0000 1.0000
2.750 -0.0586 0.05801 0.04765 0.0091 1.0000 1.0000
3.000 -0.0558 0.05789 0.04751 0.0110 1.0000 1.0000
3.250 -0.0533 0.05773 0.04734 0.0128 1.0000 1.0000
3.500 -0.0403 0.05811 0.04772 0.0126 0.9965 1.0000
3.750 -0.0166 0.05920 0.04880 0.0101 0.9867 1.0000
4.000 0.0030 0.06017 0.04978 0.0086 0.9765 1.0000
4.250 0.0216 0.06137 0.05097 0.0072 0.9667 1.0000
4.500 0.0409 0.06252 0.05214 0.0058 0.9547 1.0000
4.750 0.0530 0.06275 0.05238 0.0059 0.9422 1.0000
5.000 0.0633 0.06310 0.05275 0.0062 0.9301 1.0000
5.250 0.0749 0.06368 0.05334 0.0063 0.9184 1.0000
5.500 0.0931 0.06495 0.05463 0.0051 0.9084 1.0000
5.750 0.1211 0.06702 0.05674 0.0021 0.8972 1.0000
6.000 0.1373 0.06769 0.05744 0.0012 0.8849 1.0000
6.250 0.1564 0.06891 0.05871 -0.0004 0.8735 1.0000
6.500 0.1803 0.07077 0.06065 -0.0030 0.8635 1.0000
6.750 0.2194 0.07417 0.06412 -0.0080 0.8536 1.0000
7.000 0.2385 0.07534 0.06536 -0.0097 0.8404 1.0000
7.250 0.2602 0.07701 0.06713 -0.0119 0.8271 1.0000
7.500 0.2823 0.07889 0.06911 -0.0142 0.8139 1.0000
7.750 0.3044 0.08093 0.07124 -0.0165 0.8011 1.0000
8.000 0.3273 0.08318 0.07359 -0.0191 0.7883 1.0000
8.250 0.3507 0.08557 0.07611 -0.0217 0.7750 1.0000
8.500 0.3743 0.08797 0.07863 -0.0243 0.7603 1.0000
8.750 0.3987 0.09042 0.08121 -0.0269 0.7439 1.0000
9.000 0.4253 0.09307 0.08402 -0.0297 0.7271 1.0000
9.250 0.4546 0.09608 0.08717 -0.0328 0.7106 1.0000
9.500 0.4794 0.09899 0.09022 -0.0353 0.6941 1.0000
9.750 0.4922 0.10047 0.09183 -0.0361 0.6707 1.0000
10.000 0.6004 0.09608 0.08772 -0.0376 0.5786 1.0000
10.250 0.6245 0.09678 0.08859 -0.0383 0.5539 1.0000
10.500 0.6504 0.09774 0.08973 -0.0392 0.5317 1.0000
10.750 0.7016 0.09661 0.08889 -0.0401 0.5065 1.0000
11.000 0.7479 0.09460 0.08714 -0.0401 0.4812 1.0000
11.250 0.7658 0.09511 0.08784 -0.0397 0.4577 1.0000
11.500 0.8207 0.09102 0.08413 -0.0385 0.4336 1.0000
11.750 0.9124 0.07881 0.07244 -0.0344 0.4042 1.0000
12.000 1.0650 0.05529 0.04899 -0.0262 0.3264 1.0000
12.250 1.0848 0.05540 0.04823 -0.0233 0.2612 1.0000
12.500 1.0997 0.05724 0.04955 -0.0217 0.2181 1.0000
12.750 1.1095 0.05951 0.05158 -0.0207 0.1890 1.0000
13.000 1.1255 0.06145 0.05326 -0.0201 0.1645 1.0000
13.250 1.1504 0.06359 0.05543 -0.0198 0.1461 1.0000
13.500 1.1895 0.06585 0.05784 -0.0200 0.1315 1.0000
13.750 1.2218 0.06860 0.06062 -0.0204 0.1204 1.0000
14.000 1.2174 0.07226 0.06469 -0.0194 0.1157 1.0000
14.250 1.2349 0.07519 0.06760 -0.0195 0.1074 1.0000
14.500 1.2196 0.07949 0.07233 -0.0185 0.1052 1.0000
14.750 1.2056 0.08408 0.07727 -0.0179 0.1033 1.0000
15.000 1.2229 0.08686 0.07994 -0.0181 0.0950 1.0000
15.250 1.2006 0.09203 0.08547 -0.0179 0.0946 1.0000
15.500 1.1751 0.09771 0.09147 -0.0183 0.0943 1.0000
15.750 1.1513 0.10386 0.09790 -0.0195 0.0946 1.0000
16.000 1.1263 0.11057 0.10484 -0.0213 0.0950 1.0000
16.250 1.1029 0.11775 0.11221 -0.0238 0.0955 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX S 03-182 AIRFOIL (fxs03182-il)