WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 29.12 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx08s176-il-200000.txt Download as CSV file: xf-fx08s176-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.0764 0.11342 0.10836 -0.0883 0.6597 0.0402
-11.250 -0.0833 0.11053 0.10551 -0.0921 0.6589 0.0408
-11.000 -0.0821 0.10729 0.10230 -0.0943 0.6580 0.0409
-10.750 -0.0735 0.10199 0.09705 -0.0939 0.6570 0.0418
-10.500 -0.0589 0.09940 0.09445 -0.0932 0.6558 0.0428
-10.250 -0.0472 0.09724 0.09231 -0.0931 0.6547 0.0457
-10.000 -0.0435 0.09431 0.08942 -0.0944 0.6536 0.0468
-9.750 -0.0426 0.09113 0.08629 -0.0963 0.6527 0.0487
-9.500 -0.0540 0.08738 0.08262 -0.1012 0.6519 0.0511
-9.250 -0.0681 0.08278 0.07809 -0.1071 0.6511 0.0516
-9.000 -0.0884 0.07903 0.07434 -0.1101 0.6502 0.0518
-8.750 -0.1053 0.07675 0.07203 -0.1095 0.6492 0.0519
-8.500 -0.1202 0.07475 0.06994 -0.1081 0.6482 0.0520
-8.250 -0.1141 0.06800 0.06329 -0.1089 0.6470 0.0532
-8.000 -0.0994 0.06549 0.06082 -0.1083 0.6458 0.0545
-7.750 -0.0967 0.06332 0.05862 -0.1075 0.6448 0.0557
-7.500 -0.0974 0.06104 0.05628 -0.1066 0.6439 0.0573
-7.250 -0.0984 0.05868 0.05386 -0.1056 0.6429 0.0592
-7.000 -0.0997 0.05639 0.05142 -0.1044 0.6419 0.0623
-6.750 -0.1065 0.05747 0.05190 -0.1007 0.6408 0.0650
-6.500 -0.1025 0.05072 0.04528 -0.1008 0.6397 0.0669
-6.250 -0.0886 0.04839 0.04302 -0.1002 0.6382 0.0687
-6.000 -0.0755 0.04669 0.04127 -0.0992 0.6367 0.0722
-5.500 -0.0530 0.04256 0.03665 -0.0963 0.6338 0.0834
-5.250 -0.0357 0.04090 0.03488 -0.0954 0.6326 0.0873
-5.000 -0.0154 0.03522 0.02794 -0.0910 0.6317 0.0513
-4.750 0.0056 0.03315 0.02556 -0.0901 0.6307 0.0511
-4.500 0.0284 0.03157 0.02368 -0.0892 0.6297 0.0512
-4.250 0.0518 0.03003 0.02188 -0.0885 0.6286 0.0508
-4.000 0.0721 0.02922 0.02097 -0.0875 0.6265 0.0510
-3.750 0.0934 0.02902 0.02065 -0.0866 0.6242 0.0520
-3.500 0.1150 0.02770 0.01933 -0.0860 0.6225 0.0548
-3.250 0.1374 0.02732 0.01895 -0.0854 0.6209 0.0565
-3.000 0.1602 0.02701 0.01862 -0.0847 0.6193 0.0588
-2.750 0.1837 0.02668 0.01825 -0.0840 0.6178 0.0617
-2.500 0.2081 0.02630 0.01780 -0.0835 0.6165 0.0663
-2.250 0.2318 0.02580 0.01733 -0.0829 0.6153 0.0736
-2.000 0.2556 0.02538 0.01690 -0.0823 0.6143 0.0855
-1.750 0.2604 0.02630 0.01805 -0.0800 0.6108 0.1030
-1.500 0.2699 0.02657 0.01877 -0.0785 0.6072 0.1789
-1.250 0.2559 0.02540 0.02002 -0.0708 0.6049 0.7560
-1.000 0.2641 0.02651 0.02111 -0.0659 0.6032 0.8466
-0.750 0.2727 0.02717 0.02170 -0.0605 0.6017 0.8771
-0.500 0.2807 0.02759 0.02204 -0.0545 0.6005 0.9058
-0.250 0.2401 0.03088 0.02559 -0.0481 0.5911 0.9102
0.000 0.2607 0.03122 0.02584 -0.0446 0.5889 0.9421
0.250 0.4564 0.03041 0.02455 -0.0722 0.5896 0.9617
0.500 0.5254 0.02981 0.02376 -0.0795 0.5881 0.9674
0.750 0.5894 0.02918 0.02295 -0.0860 0.5867 0.9756
1.000 0.6348 0.02875 0.02237 -0.0893 0.5856 0.9795
1.250 0.6698 0.02851 0.02200 -0.0907 0.5847 0.9828
1.500 0.6651 0.03156 0.02531 -0.0899 0.5751 0.9906
1.750 0.7003 0.03133 0.02500 -0.0915 0.5734 0.9936
2.000 0.7396 0.03097 0.02456 -0.0939 0.5721 0.9959
2.250 0.7786 0.03060 0.02410 -0.0960 0.5711 0.9981
2.500 0.8164 0.03026 0.02369 -0.0980 0.5702 1.0000
2.750 0.8431 0.03007 0.02343 -0.0978 0.5695 1.0000
3.000 0.6445 0.03931 0.03315 -0.0703 0.5454 1.0000
3.250 0.6677 0.03899 0.03278 -0.0693 0.5439 1.0000
3.500 0.6301 0.04068 0.03446 -0.0610 0.5373 1.0000
3.750 0.6762 0.03953 0.03326 -0.0624 0.5381 1.0000
4.000 0.7223 0.03850 0.03217 -0.0641 0.5386 1.0000
4.250 0.7693 0.03758 0.03121 -0.0664 0.5391 1.0000
4.500 0.8151 0.03659 0.03018 -0.0684 0.5395 1.0000
4.750 0.8598 0.03558 0.02912 -0.0702 0.5400 1.0000
5.000 0.6246 0.04448 0.03814 -0.0406 0.5108 1.0000
5.250 0.6636 0.04354 0.03717 -0.0412 0.5115 1.0000
5.500 0.6050 0.04909 0.04277 -0.0370 0.4910 1.0000
5.750 0.6296 0.04931 0.04298 -0.0372 0.4885 1.0000
6.000 0.6585 0.04921 0.04287 -0.0375 0.4870 1.0000
6.250 0.6891 0.04900 0.04265 -0.0379 0.4860 1.0000
6.500 0.6755 0.05245 0.04612 -0.0369 0.4751 1.0000
6.750 0.7026 0.05255 0.04624 -0.0373 0.4734 1.0000
7.000 0.7327 0.05239 0.04608 -0.0378 0.4724 1.0000
7.250 0.7641 0.05210 0.04580 -0.0383 0.4717 1.0000
7.500 0.7963 0.05173 0.04546 -0.0388 0.4711 1.0000
7.750 0.8283 0.05134 0.04509 -0.0393 0.4705 1.0000
8.000 0.7534 0.06108 0.05489 -0.0371 0.4483 1.0000
8.250 0.7758 0.06170 0.05553 -0.0374 0.4462 1.0000
8.500 0.8032 0.06177 0.05563 -0.0378 0.4450 1.0000
8.750 0.7813 0.06704 0.06094 -0.0374 0.4351 1.0000
9.000 0.7999 0.06811 0.06205 -0.0377 0.4327 1.0000
9.250 0.8250 0.06845 0.06244 -0.0380 0.4313 1.0000
9.500 0.8053 0.07380 0.06784 -0.0379 0.4227 1.0000
9.750 0.8189 0.07542 0.06951 -0.0382 0.4193 1.0000
10.000 0.8441 0.07569 0.06983 -0.0385 0.4176 1.0000
10.250 0.8712 0.07576 0.06995 -0.0388 0.4165 1.0000
10.500 0.9007 0.07551 0.06978 -0.0392 0.4157 1.0000
10.750 0.9322 0.07499 0.06933 -0.0395 0.4151 1.0000
11.250 1.0410 0.06660 0.06111 -0.0399 0.4146 1.0000
11.500 1.1687 0.05241 0.04705 -0.0413 0.4170 1.0000
11.750 1.2408 0.04652 0.04124 -0.0426 0.4098 1.0000
12.000 1.2762 0.04491 0.03965 -0.0429 0.3957 1.0000
12.250 1.2975 0.04456 0.03913 -0.0425 0.3696 1.0000
12.500 1.2961 0.04679 0.04129 -0.0417 0.3487 1.0000
12.750 1.2909 0.04943 0.04378 -0.0407 0.3221 1.0000
13.000 1.2792 0.05295 0.04717 -0.0398 0.2918 1.0000
13.250 1.2627 0.05709 0.05109 -0.0389 0.2487 1.0000
13.500 1.2380 0.06230 0.05598 -0.0381 0.2073 1.0000
13.750 1.2077 0.06843 0.06181 -0.0376 0.1639 1.0000
14.000 1.1840 0.07412 0.06726 -0.0374 0.1249 1.0000
14.250 1.1573 0.08039 0.07322 -0.0375 0.0782 1.0000
14.500 1.1369 0.08613 0.07871 -0.0379 0.0442 1.0000
14.750 1.1306 0.09028 0.08282 -0.0383 0.0306 1.0000
15.000 1.1278 0.09408 0.08663 -0.0389 0.0250 1.0000
15.250 1.1293 0.09737 0.09002 -0.0395 0.0229 1.0000
15.500 1.1301 0.10081 0.09354 -0.0402 0.0215 1.0000
15.750 1.1300 0.10441 0.09725 -0.0410 0.0205 1.0000
16.000 1.1275 0.10838 0.10133 -0.0419 0.0195 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)