WORTMANN FX 05-191 AIRFOIL (fx05191-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 05-191 AIRFOIL (fx05191-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.11 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx05191-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx05191-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 05-191 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.5759 0.10517 0.09907 -0.0447 1.0000 0.1679
-9.750 -0.6523 0.09511 0.08907 -0.0475 1.0000 0.1585
-9.500 -0.7251 0.09023 0.08414 -0.0448 1.0000 0.1530
-9.250 -0.7476 0.08676 0.08067 -0.0420 1.0000 0.1503
-9.000 -0.7859 0.08332 0.07716 -0.0381 1.0000 0.1474
-8.750 -0.8773 0.07936 0.07240 -0.0313 1.0000 0.1393
-8.500 -0.8704 0.07522 0.06826 -0.0300 1.0000 0.1378
-8.250 -0.8739 0.07157 0.06445 -0.0279 1.0000 0.1363
-8.000 -0.8782 0.06797 0.06060 -0.0257 1.0000 0.1346
-7.750 -0.8806 0.06444 0.05674 -0.0236 1.0000 0.1324
-7.500 -0.8795 0.06099 0.05286 -0.0217 1.0000 0.1302
-7.250 -0.8747 0.05768 0.04902 -0.0199 1.0000 0.1278
-7.000 -0.8657 0.05486 0.04564 -0.0183 1.0000 0.1263
-6.750 -0.8523 0.05246 0.04289 -0.0170 1.0000 0.1265
-6.500 -0.8368 0.05044 0.04071 -0.0159 1.0000 0.1285
-6.250 -0.8207 0.04865 0.03871 -0.0147 1.0000 0.1310
-6.000 -0.8034 0.04700 0.03680 -0.0135 1.0000 0.1335
-5.750 -0.7849 0.04553 0.03506 -0.0123 1.0000 0.1355
-5.500 -0.7657 0.04431 0.03352 -0.0109 1.0000 0.1383
-5.250 -0.7462 0.04308 0.03240 -0.0095 1.0000 0.1432
-5.000 -0.7271 0.04230 0.03163 -0.0079 1.0000 0.1504
-4.750 -0.7073 0.04167 0.03103 -0.0060 1.0000 0.1578
-4.500 -0.6891 0.04118 0.03060 -0.0039 1.0000 0.1684
-4.250 -0.6746 0.04048 0.03007 -0.0017 1.0000 0.1828
-4.000 -0.6627 0.03947 0.02924 0.0004 1.0000 0.2045
-3.750 -0.6554 0.03730 0.02782 0.0020 1.0000 0.2559
-3.500 -0.6703 0.03752 0.03086 0.0143 1.0000 0.6227
-3.250 -0.6713 0.04287 0.03605 0.0277 1.0000 0.6991
-3.000 -0.3668 0.06444 0.05627 0.0126 1.0000 0.8865
-2.750 -0.3489 0.06397 0.05562 0.0119 1.0000 0.9002
-2.500 -0.3415 0.06350 0.05501 0.0129 1.0000 0.9109
-2.250 -0.3218 0.06302 0.05437 0.0116 1.0000 0.9206
-2.000 -0.3044 0.06258 0.05377 0.0107 1.0000 0.9294
-1.750 -0.2984 0.06224 0.05331 0.0118 1.0000 0.9373
-1.500 -0.2748 0.06192 0.05286 0.0096 1.0000 0.9451
-1.250 -0.2589 0.06171 0.05252 0.0088 1.0000 0.9527
-1.000 -0.2423 0.06158 0.05226 0.0078 1.0000 0.9598
-0.750 -0.2213 0.06154 0.05210 0.0060 1.0000 0.9667
-0.500 -0.2057 0.06164 0.05209 0.0051 1.0000 0.9737
-0.250 -0.1786 0.06180 0.05213 0.0020 1.0000 0.9805
0.000 -0.1531 0.06214 0.05237 -0.0009 1.0000 0.9874
0.250 -0.1258 0.06269 0.05282 -0.0042 1.0000 0.9945
0.500 -0.1007 0.06327 0.05329 -0.0071 1.0000 1.0000
0.750 -0.0985 0.06317 0.05314 -0.0055 1.0000 1.0000
1.000 -0.0963 0.06306 0.05298 -0.0038 1.0000 1.0000
1.250 -0.0942 0.06296 0.05283 -0.0021 1.0000 1.0000
1.500 -0.0921 0.06286 0.05269 -0.0003 1.0000 1.0000
1.750 -0.0900 0.06277 0.05255 0.0014 1.0000 1.0000
2.000 -0.0879 0.06268 0.05242 0.0032 1.0000 1.0000
2.250 -0.0858 0.06260 0.05230 0.0050 1.0000 1.0000
2.500 -0.0614 0.06341 0.05307 0.0023 0.9928 1.0000
2.750 -0.0365 0.06451 0.05413 -0.0003 0.9831 1.0000
3.000 -0.0143 0.06544 0.05502 -0.0023 0.9722 1.0000
3.250 0.0014 0.06579 0.05535 -0.0030 0.9612 1.0000
3.500 0.0135 0.06622 0.05576 -0.0029 0.9514 1.0000
3.750 0.0320 0.06761 0.05710 -0.0039 0.9431 1.0000
4.000 0.0429 0.06778 0.05727 -0.0034 0.9317 1.0000
4.250 0.0496 0.06810 0.05758 -0.0022 0.9231 1.0000
4.500 0.0691 0.06967 0.05912 -0.0032 0.9142 1.0000
4.750 0.0695 0.06924 0.05869 -0.0008 0.9043 1.0000
5.000 0.0900 0.07132 0.06075 -0.0019 0.8974 1.0000
5.250 0.0877 0.07048 0.05992 0.0010 0.8866 1.0000
5.500 0.1030 0.07216 0.06160 0.0009 0.8805 1.0000
5.750 0.1040 0.07173 0.06119 0.0032 0.8695 1.0000
6.000 0.1173 0.07330 0.06275 0.0034 0.8636 1.0000
6.250 0.1193 0.07304 0.06251 0.0055 0.8529 1.0000
6.500 0.1356 0.07497 0.06444 0.0051 0.8472 1.0000
6.750 0.1391 0.07477 0.06429 0.0067 0.8366 1.0000
7.000 0.1643 0.07754 0.06709 0.0047 0.8310 1.0000
7.250 0.1673 0.07730 0.06689 0.0060 0.8205 1.0000
7.500 0.1990 0.08073 0.07037 0.0028 0.8146 1.0000
7.750 0.2010 0.08046 0.07017 0.0040 0.8039 1.0000
8.000 0.2323 0.08393 0.07371 0.0007 0.7976 1.0000
8.250 0.2386 0.08419 0.07404 0.0012 0.7863 1.0000
8.500 0.2593 0.08668 0.07661 -0.0007 0.7793 1.0000
8.750 0.2816 0.08870 0.07874 -0.0026 0.7677 1.0000
9.000 0.2904 0.09000 0.08012 -0.0029 0.7576 1.0000
9.250 0.3201 0.09340 0.08363 -0.0060 0.7487 1.0000
9.500 0.3397 0.09535 0.08569 -0.0076 0.7355 1.0000
9.750 0.3495 0.09680 0.08724 -0.0082 0.7227 1.0000
10.000 0.3641 0.09893 0.08950 -0.0095 0.7106 1.0000
10.250 0.3827 0.10139 0.09208 -0.0112 0.6974 1.0000
10.500 0.4025 0.10400 0.09481 -0.0130 0.6836 1.0000
10.750 0.4211 0.10647 0.09742 -0.0147 0.6679 1.0000
11.000 0.4385 0.10893 0.10003 -0.0162 0.6514 1.0000
11.250 0.4580 0.11117 0.10241 -0.0176 0.6302 1.0000
11.500 0.4868 0.11365 0.10505 -0.0194 0.6040 1.0000
11.750 0.6444 0.10002 0.09181 -0.0160 0.4777 1.0000
12.000 0.6677 0.09962 0.09160 -0.0154 0.4513 1.0000
12.250 0.7322 0.09459 0.08690 -0.0141 0.4252 1.0000
12.500 0.7921 0.08820 0.08086 -0.0116 0.3968 1.0000
12.750 0.9835 0.05832 0.05131 -0.0022 0.3278 1.0000
13.000 1.0152 0.05652 0.04861 0.0004 0.2658 1.0000
13.250 1.0317 0.05801 0.04973 0.0014 0.2328 1.0000
13.500 1.0657 0.05884 0.05019 0.0016 0.2038 1.0000
13.750 1.0901 0.06080 0.05216 0.0016 0.1848 1.0000
14.000 1.1232 0.06274 0.05410 0.0011 0.1683 1.0000
14.250 1.1590 0.06508 0.05648 0.0003 0.1552 1.0000
14.500 1.2010 0.06772 0.05906 -0.0011 0.1433 1.0000
14.750 1.1873 0.07162 0.06342 0.0002 0.1407 1.0000
15.000 1.1764 0.07586 0.06804 0.0010 0.1382 1.0000
15.250 1.1666 0.08023 0.07271 0.0014 0.1355 1.0000
15.500 1.1979 0.08358 0.07600 0.0005 0.1287 1.0000
15.750 1.1706 0.08880 0.08156 0.0010 0.1285 1.0000
16.000 1.1414 0.09468 0.08774 0.0007 0.1285 1.0000
16.250 1.1106 0.10127 0.09460 -0.0004 0.1289 1.0000
16.500 1.0796 0.10867 0.10223 -0.0025 0.1294 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 05-191 AIRFOIL (fx05191-il)