FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.7 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fxs02196-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fxs02196-il-50000.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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2105 0.12645 0.12073 -0.0532 0.9632 0.3300
-10.250 -0.3114 0.10690 0.10128 -0.0715 0.9595 0.1728
-10.000 -0.3647 0.09538 0.08983 -0.0790 0.9512 0.1517
-9.750 -0.4534 0.08377 0.07819 -0.0877 0.9429 0.1419
-9.500 -0.4873 0.08004 0.07442 -0.0881 0.9341 0.1391
-9.250 -0.5376 0.07700 0.07125 -0.0868 0.9250 0.1367
-9.000 -0.5925 0.07327 0.06704 -0.0855 0.9177 0.1325
-8.750 -0.6047 0.07113 0.06481 -0.0827 0.9109 0.1314
-8.500 -0.6083 0.06795 0.06137 -0.0820 0.9051 0.1294
-8.250 -0.6067 0.06416 0.05708 -0.0826 0.9004 0.1265
-8.000 -0.6182 0.06173 0.05413 -0.0801 0.8958 0.1243
-7.750 -0.6237 0.05987 0.05173 -0.0775 0.8922 0.1227
-7.500 -0.6156 0.05797 0.04957 -0.0761 0.8895 0.1221
-7.250 -0.6042 0.05620 0.04750 -0.0750 0.8873 0.1219
-7.000 -0.5904 0.05468 0.04566 -0.0740 0.8856 0.1220
-6.750 -0.5744 0.05336 0.04405 -0.0733 0.8839 0.1233
-6.500 -0.5511 0.05223 0.04292 -0.0732 0.8815 0.1261
-6.250 -0.5171 0.05132 0.04181 -0.0743 0.8783 0.1293
-6.000 -0.5075 0.05079 0.04114 -0.0719 0.8771 0.1310
-5.750 -0.7197 0.05018 0.04100 -0.0386 1.0000 0.1215
-5.500 -0.7009 0.04883 0.03933 -0.0381 1.0000 0.1231
-5.250 -0.6832 0.04771 0.03826 -0.0371 1.0000 0.1256
-5.000 -0.6649 0.04684 0.03731 -0.0361 1.0000 0.1282
-4.750 -0.6464 0.04616 0.03652 -0.0347 1.0000 0.1305
-4.500 -0.6280 0.04568 0.03590 -0.0332 1.0000 0.1332
-4.250 -0.6120 0.04524 0.03562 -0.0313 1.0000 0.1370
-4.000 -0.5953 0.04494 0.03527 -0.0296 1.0000 0.1422
-3.750 -0.5794 0.04450 0.03492 -0.0281 1.0000 0.1488
-3.500 -0.5621 0.04390 0.03442 -0.0273 1.0000 0.1591
-3.250 -0.5419 0.04303 0.03377 -0.0279 1.0000 0.1781
-3.000 -0.5243 0.04100 0.03432 -0.0282 1.0000 0.3915
-2.750 -0.5181 0.04435 0.03754 -0.0208 1.0000 0.5749
-2.500 -0.5174 0.04653 0.03970 -0.0130 1.0000 0.6127
-2.250 -0.5143 0.04809 0.04121 -0.0064 1.0000 0.6430
-2.000 -0.5123 0.04931 0.04238 0.0002 1.0000 0.6671
-1.750 -0.5077 0.05017 0.04317 0.0056 1.0000 0.6891
-1.500 -0.5007 0.05076 0.04364 0.0099 1.0000 0.7084
-1.250 -0.4893 0.05114 0.04385 0.0124 1.0000 0.7250
-1.000 -0.4733 0.05199 0.04456 0.0142 0.9969 0.7437
-0.750 -0.4549 0.05352 0.04594 0.0162 0.9913 0.7644
-0.500 -0.4421 0.05403 0.04636 0.0190 0.9841 0.7828
-0.250 -0.4232 0.05543 0.04764 0.0208 0.9776 0.8013
0.000 -0.4118 0.05543 0.04754 0.0233 0.9704 0.8155
0.250 -0.3878 0.05648 0.04844 0.0228 0.9619 0.8303
0.500 -0.3714 0.05706 0.04890 0.0237 0.9561 0.8452
0.750 -0.3532 0.05730 0.04905 0.0246 0.9458 0.8575
1.000 -0.3244 0.05943 0.05103 0.0230 0.9401 0.8716
1.250 -0.3135 0.05829 0.04982 0.0242 0.9301 0.8792
1.500 -0.2823 0.05971 0.05109 0.0211 0.9224 0.8870
1.750 -0.2596 0.06053 0.05181 0.0197 0.9173 0.8919
2.000 -0.2391 0.06046 0.05166 0.0188 0.9070 0.8974
2.250 -0.2048 0.06244 0.05352 0.0151 0.9009 0.9039
2.500 -0.1878 0.06259 0.05360 0.0143 0.8948 0.9088
2.750 -0.1617 0.06325 0.05419 0.0122 0.8845 0.9142
3.000 -0.1217 0.06627 0.05713 0.0075 0.8789 0.9214
3.250 -0.1125 0.06520 0.05603 0.0080 0.8686 0.9270
3.500 -0.0752 0.06724 0.05802 0.0038 0.8604 0.9337
3.750 -0.0508 0.06850 0.05924 0.0014 0.8537 0.9409
4.000 -0.0205 0.06950 0.06023 -0.0018 0.8416 0.9484
4.250 0.0309 0.07380 0.06450 -0.0089 0.8363 0.9589
4.500 0.0392 0.07245 0.06318 -0.0090 0.8249 0.9669
4.750 0.0852 0.07539 0.06612 -0.0154 0.8174 0.9826
5.000 0.0961 0.07553 0.06626 -0.0161 0.8085 1.0000
5.250 0.1263 0.07737 0.06806 -0.0198 0.7988 1.0000
5.500 0.1747 0.08228 0.07292 -0.0266 0.7943 1.0000
5.750 0.1725 0.08057 0.07122 -0.0255 0.7821 1.0000
6.000 0.2144 0.08411 0.07473 -0.0312 0.7756 1.0000
6.250 0.2263 0.08493 0.07556 -0.0325 0.7665 1.0000
6.500 0.2639 0.08783 0.07844 -0.0372 0.7561 1.0000
6.750 0.2818 0.08958 0.08019 -0.0394 0.7470 1.0000
7.000 0.3138 0.09212 0.08273 -0.0434 0.7364 1.0000
7.500 0.3550 0.09638 0.08699 -0.0483 0.7192 1.0000
7.750 0.3957 0.10067 0.09127 -0.0532 0.7130 1.0000
8.000 0.3972 0.10134 0.09197 -0.0532 0.7034 1.0000
8.250 0.4307 0.10465 0.09527 -0.0566 0.6938 1.0000
8.500 0.4388 0.10631 0.09695 -0.0573 0.6839 1.0000
8.750 0.4697 0.10945 0.10010 -0.0600 0.6732 1.0000
9.000 0.4772 0.11142 0.10210 -0.0606 0.6645 1.0000
9.250 0.5021 0.11411 0.10482 -0.0625 0.6531 1.0000
9.500 0.5184 0.11733 0.10807 -0.0640 0.6467 1.0000
9.750 0.5308 0.11887 0.10965 -0.0647 0.6337 1.0000
10.000 0.5584 0.12338 0.11421 -0.0671 0.6276 1.0000
10.250 0.5608 0.12394 0.11483 -0.0669 0.6134 1.0000
10.500 0.5776 0.12728 0.11822 -0.0683 0.6051 1.0000
10.750 0.5984 0.12961 0.12063 -0.0694 0.5903 1.0000
11.000 0.6005 0.13181 0.12289 -0.0699 0.5812 1.0000
11.250 0.6405 0.13628 0.12746 -0.0721 0.5677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to FX S 02-196 AIRFOIL (fxs02196-il)