FX S 02/1-158 AIRFOIL (fxs21158-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX S 02/1-158 AIRFOIL (fxs21158-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.37 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxs21158-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fxs21158-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: FX S 02/1-158 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3480 0.12245 0.11804 -0.0358 1.0000 0.1018
-11.000 -0.3231 0.11860 0.11420 -0.0326 1.0000 0.1113
-10.750 -0.3431 0.11520 0.11092 -0.0380 1.0000 0.1144
-10.500 -0.3191 0.11165 0.10738 -0.0350 1.0000 0.1244
-10.250 -0.3255 0.10763 0.10347 -0.0374 1.0000 0.1295
-10.000 -0.3296 0.10500 0.10093 -0.0393 1.0000 0.1395
-9.750 -0.3098 0.10189 0.09785 -0.0372 1.0000 0.1497
-9.500 -0.3199 0.09811 0.09422 -0.0397 1.0000 0.1560
-9.250 -0.3226 0.09550 0.09174 -0.0410 1.0000 0.1663
-9.000 -0.3021 0.09263 0.08895 -0.0393 1.0000 0.1746
-8.750 -0.2840 0.08871 0.08514 -0.0442 0.9528 0.1901
-8.500 -0.2407 0.08288 0.07905 -0.0552 0.8929 0.2129
-8.250 -0.2092 0.07907 0.07492 -0.0602 0.8437 0.2289
-8.000 -0.1952 0.07644 0.07208 -0.0615 0.8119 0.2436
-7.750 -0.1860 0.07398 0.06947 -0.0620 0.7896 0.2572
-7.500 -0.3415 0.04570 0.04025 -0.0963 0.7905 0.1260
-7.250 -0.3251 0.03998 0.03361 -0.0970 0.7768 0.0998
-7.000 -0.3050 0.03663 0.02932 -0.0968 0.7637 0.0890
-6.750 -0.2817 0.03377 0.02621 -0.0967 0.7517 0.0865
-6.500 -0.2577 0.03153 0.02358 -0.0963 0.7399 0.0840
-6.250 -0.2325 0.02971 0.02135 -0.0959 0.7295 0.0825
-6.000 -0.2063 0.02821 0.01945 -0.0954 0.7207 0.0818
-5.750 -0.1805 0.02708 0.01817 -0.0951 0.7114 0.0841
-5.500 -0.1542 0.02610 0.01700 -0.0947 0.7038 0.0863
-5.250 -0.1277 0.02513 0.01590 -0.0941 0.6966 0.0871
-5.000 -0.1017 0.02430 0.01498 -0.0934 0.6900 0.0881
-4.750 -0.0763 0.02364 0.01427 -0.0926 0.6830 0.0897
-4.500 -0.0532 0.02288 0.01361 -0.0915 0.6773 0.0929
-4.250 -0.0295 0.02240 0.01317 -0.0908 0.6705 0.0980
-4.000 -0.0045 0.02176 0.01243 -0.0906 0.6655 0.1069
-3.750 0.0207 0.02080 0.01161 -0.0912 0.6600 0.1361
-3.500 0.0401 0.02130 0.01358 -0.0890 0.6550 0.5168
-3.250 0.0623 0.02276 0.01499 -0.0859 0.6509 0.5571
-3.000 0.0795 0.02422 0.01663 -0.0813 0.6461 0.5898
-2.750 0.0960 0.02530 0.01779 -0.0767 0.6414 0.6195
-2.500 0.1170 0.02570 0.01811 -0.0741 0.6375 0.6375
-2.250 0.1424 0.02573 0.01798 -0.0740 0.6337 0.6473
-2.000 0.1670 0.02580 0.01799 -0.0738 0.6294 0.6548
-1.750 0.1923 0.02582 0.01790 -0.0736 0.6257 0.6631
-1.500 0.2192 0.02584 0.01777 -0.0737 0.6227 0.6716
-1.250 0.2446 0.02591 0.01776 -0.0738 0.6196 0.6774
-1.000 0.2696 0.02608 0.01791 -0.0741 0.6157 0.6822
-0.750 0.2981 0.02618 0.01791 -0.0753 0.6123 0.6867
-0.500 0.3258 0.02623 0.01785 -0.0759 0.6095 0.6905
-0.250 0.3532 0.02631 0.01783 -0.0761 0.6071 0.6942
0.000 0.3779 0.02672 0.01826 -0.0769 0.6032 0.6977
0.250 0.4045 0.02707 0.01859 -0.0779 0.5993 0.7006
0.500 0.4329 0.02732 0.01875 -0.0790 0.5962 0.7036
0.750 0.4597 0.02752 0.01891 -0.0792 0.5939 0.7066
1.000 0.4876 0.02779 0.01911 -0.0797 0.5919 0.7099
1.250 0.5077 0.02881 0.02027 -0.0803 0.5883 0.7129
1.500 0.5309 0.02968 0.02117 -0.0812 0.5852 0.7160
1.750 0.5557 0.03026 0.02175 -0.0817 0.5822 0.7192
2.000 0.5829 0.03049 0.02195 -0.0818 0.5795 0.7228
2.250 0.6075 0.03109 0.02258 -0.0821 0.5763 0.7270
2.500 0.6205 0.03277 0.02439 -0.0823 0.5711 0.7309
2.750 0.6425 0.03361 0.02526 -0.0826 0.5680 0.7345
3.000 0.6676 0.03414 0.02582 -0.0827 0.5657 0.7387
3.250 0.6955 0.03461 0.02629 -0.0831 0.5639 0.7440
3.500 0.6814 0.03890 0.03083 -0.0825 0.5594 0.7482
3.750 0.6491 0.04439 0.03650 -0.0811 0.5557 0.7518
4.000 0.6190 0.04912 0.04131 -0.0793 0.5534 0.7560
4.250 0.6726 0.04814 0.04033 -0.0810 0.5509 0.7629
4.500 0.7304 0.04633 0.03854 -0.0819 0.5493 0.7707
4.750 0.5875 0.06086 0.05317 -0.0788 0.5623 0.7713
5.000 0.5998 0.06324 0.05560 -0.0793 0.5629 0.7787
5.250 0.5239 0.07233 0.06481 -0.0806 0.6078 0.7809
5.500 0.5180 0.07386 0.06638 -0.0793 0.5985 0.7887
5.750 0.5470 0.07545 0.06808 -0.0803 0.5943 0.8008
6.000 0.5498 0.07728 0.07000 -0.0798 0.5873 0.8130
6.250 0.5745 0.07861 0.07149 -0.0802 0.5806 0.8349
6.500 0.5832 0.08028 0.07344 -0.0803 0.5728 0.8927
6.750 0.6101 0.08174 0.07492 -0.0812 0.5658 1.0000
7.000 0.6150 0.08385 0.07702 -0.0816 0.5566 1.0000
7.250 0.6519 0.08568 0.07882 -0.0832 0.5507 1.0000
7.500 0.6508 0.08773 0.08087 -0.0830 0.5402 1.0000
7.750 0.6933 0.08965 0.08282 -0.0844 0.5355 1.0000
8.000 0.6843 0.09173 0.08490 -0.0838 0.5244 1.0000
8.250 0.7419 0.09366 0.08687 -0.0853 0.5201 1.0000
8.500 0.7300 0.09530 0.08853 -0.0843 0.5075 1.0000
8.750 0.7276 0.09757 0.09082 -0.0840 0.4965 1.0000
9.000 0.7421 0.09946 0.09275 -0.0839 0.4859 1.0000
9.250 0.8230 0.09234 0.08568 -0.0799 0.4413 1.0000
9.500 0.8566 0.09176 0.08517 -0.0789 0.4306 1.0000
9.750 0.9300 0.08600 0.07956 -0.0764 0.4191 1.0000
10.000 1.3416 0.04002 0.03426 -0.0735 0.4197 1.0000
10.250 1.3725 0.03673 0.03108 -0.0714 0.4037 1.0000
10.500 1.2920 0.04585 0.04032 -0.0658 0.4040 1.0000
10.750 0.9874 0.08909 0.08304 -0.0738 0.3806 1.0000
11.000 1.0473 0.08411 0.07831 -0.0715 0.3775 1.0000
11.250 1.0412 0.08730 0.08158 -0.0716 0.3657 1.0000
11.500 1.1779 0.06865 0.06334 -0.0652 0.3622 1.0000
12.000 1.2161 0.06570 0.06070 -0.0626 0.3309 1.0000
12.250 1.1978 0.07070 0.06579 -0.0632 0.3145 1.0000
12.500 1.2496 0.06343 0.05790 -0.0598 0.2131 1.0000
12.750 1.2269 0.06848 0.06249 -0.0598 0.1723 1.0000
13.000 1.2067 0.07403 0.06782 -0.0606 0.1383 1.0000
13.250 1.1863 0.07992 0.07348 -0.0616 0.1066 1.0000
13.500 1.1684 0.08567 0.07897 -0.0628 0.0898 1.0000
13.750 1.1531 0.09131 0.08443 -0.0639 0.0665 1.0000
14.000 1.1392 0.09685 0.08975 -0.0651 0.0547 1.0000
14.250 1.1304 0.10160 0.09444 -0.0657 0.0436 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX S 02/1-158 AIRFOIL (fxs21158-il)