WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.18 at α=-1.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx08s176-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx08s176-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.1233 0.14303 0.13546 -0.0726 0.7275 0.0879
-12.750 -0.1271 0.14148 0.13396 -0.0756 0.7259 0.0900
-12.500 -0.1315 0.13972 0.13223 -0.0786 0.7242 0.0907
-12.250 -0.1048 0.13358 0.12604 -0.0776 0.7218 0.0941
-12.000 -0.0944 0.13040 0.12288 -0.0787 0.7195 0.0991
-11.750 -0.0941 0.12815 0.12068 -0.0810 0.7176 0.1033
-11.500 -0.1063 0.12687 0.11951 -0.0847 0.7160 0.1052
-11.250 -0.0858 0.12178 0.11440 -0.0844 0.7139 0.1076
-11.000 -0.0730 0.11839 0.11100 -0.0850 0.7121 0.1109
-10.750 -0.0676 0.11545 0.10807 -0.0864 0.7106 0.1143
-10.500 -0.0802 0.11376 0.10648 -0.0899 0.7094 0.1193
-10.250 -0.0835 0.11069 0.10348 -0.0922 0.7081 0.1205
-10.000 -0.0619 0.10653 0.09926 -0.0915 0.7062 0.1229
-9.750 -0.0541 0.10340 0.09618 -0.0924 0.7042 0.1251
-9.500 -0.0502 0.10049 0.09331 -0.0936 0.7023 0.1275
-9.250 -0.0742 0.09042 0.08329 -0.1040 0.7013 0.0613
-9.000 -0.0743 0.08675 0.07965 -0.1059 0.6993 0.0610
-8.750 -0.0749 0.08326 0.07619 -0.1074 0.6975 0.0604
-8.500 -0.0801 0.07990 0.07282 -0.1087 0.6958 0.0600
-8.250 -0.0887 0.07711 0.07002 -0.1089 0.6943 0.0596
-8.000 -0.0989 0.07455 0.06737 -0.1085 0.6930 0.0594
-7.750 -0.1063 0.07204 0.06483 -0.1080 0.6913 0.0590
-7.500 -0.1130 0.06964 0.06236 -0.1072 0.6893 0.0586
-7.250 -0.1183 0.06725 0.05986 -0.1060 0.6872 0.0584
-7.000 -0.1209 0.06491 0.05736 -0.1046 0.6850 0.0578
-6.750 -0.1216 0.06257 0.05482 -0.1030 0.6829 0.0572
-6.500 -0.1200 0.06020 0.05218 -0.1013 0.6810 0.0569
-6.250 -0.1153 0.05791 0.04958 -0.0995 0.6793 0.0566
-6.000 -0.1080 0.05569 0.04699 -0.0978 0.6779 0.0567
-5.750 -0.1053 0.05448 0.04553 -0.0957 0.6755 0.0578
-5.500 -0.1009 0.05335 0.04407 -0.0934 0.6728 0.0595
-5.250 -0.0929 0.05217 0.04246 -0.0913 0.6701 0.0610
-5.000 -0.0804 0.05087 0.04072 -0.0894 0.6677 0.0618
-4.750 -0.0640 0.04934 0.03886 -0.0881 0.6657 0.0624
-4.500 -0.0448 0.04786 0.03713 -0.0873 0.6641 0.0635
-4.250 -0.0296 0.04710 0.03618 -0.0860 0.6622 0.0648
-4.000 -0.0286 0.04740 0.03642 -0.0833 0.6584 0.0660
-3.750 -0.0180 0.04728 0.03614 -0.0815 0.6553 0.0689
-3.500 -0.0003 0.04694 0.03554 -0.0803 0.6528 0.0731
-3.250 0.0223 0.04654 0.03482 -0.0794 0.6509 0.0762
-3.000 0.0503 0.04574 0.03399 -0.0791 0.6494 0.0797
-2.750 0.0512 0.04653 0.03475 -0.0763 0.6456 0.0819
-2.500 0.0512 0.04732 0.03550 -0.0733 0.6415 0.0844
-2.250 0.0643 0.04758 0.03558 -0.0715 0.6387 0.0894
-2.000 0.0823 0.04746 0.03547 -0.0703 0.6365 0.0988
-1.750 0.1044 0.04717 0.03509 -0.0695 0.6346 0.1125
-1.500 0.0809 0.04886 0.03679 -0.0642 0.6289 0.1134
-1.250 0.4107 0.04476 0.03463 -0.1040 0.6341 1.0000
-1.000 0.3641 0.04759 0.03765 -0.0961 0.6272 1.0000
-0.750 0.3604 0.04858 0.03851 -0.0925 0.6236 1.0000
-0.500 0.3711 0.04908 0.03879 -0.0904 0.6210 1.0000
-0.250 0.3302 0.05104 0.04083 -0.0825 0.6149 1.0000
0.000 0.3121 0.05219 0.04193 -0.0770 0.6099 1.0000
0.250 0.3235 0.05265 0.04217 -0.0750 0.6069 1.0000
0.500 0.3454 0.05294 0.04223 -0.0741 0.6048 1.0000
0.750 0.2921 0.05489 0.04429 -0.0650 0.5961 1.0000
1.000 0.3046 0.05533 0.04455 -0.0631 0.5926 1.0000
1.250 0.3255 0.05566 0.04468 -0.0621 0.5904 1.0000
1.500 0.2895 0.05720 0.04625 -0.0553 0.5820 1.0000
1.750 0.3016 0.05770 0.04659 -0.0534 0.5783 1.0000
2.000 0.3225 0.05805 0.04675 -0.0524 0.5758 1.0000
2.250 0.2955 0.05949 0.04818 -0.0469 0.5677 1.0000
2.500 0.3087 0.06003 0.04858 -0.0453 0.5638 1.0000
2.750 0.3312 0.06044 0.04882 -0.0445 0.5612 1.0000
3.000 0.3141 0.06198 0.05034 -0.0408 0.5532 1.0000
3.250 0.3307 0.06268 0.05091 -0.0400 0.5493 1.0000
3.500 0.3554 0.06322 0.05130 -0.0397 0.5468 1.0000
3.750 0.3452 0.06497 0.05304 -0.0374 0.5390 1.0000
4.000 0.3636 0.06581 0.05378 -0.0370 0.5351 1.0000
4.250 0.3898 0.06641 0.05425 -0.0371 0.5325 1.0000
4.500 0.3825 0.06834 0.05618 -0.0355 0.5247 1.0000
4.750 0.4007 0.06938 0.05715 -0.0353 0.5212 1.0000
5.000 0.4258 0.07016 0.05784 -0.0355 0.5187 1.0000
5.250 0.4206 0.07225 0.05994 -0.0344 0.5114 1.0000
5.500 0.4391 0.07333 0.06096 -0.0344 0.5075 1.0000
5.750 0.4644 0.07414 0.06170 -0.0347 0.5050 1.0000
6.000 0.4597 0.07647 0.06405 -0.0338 0.4984 1.0000
6.250 0.4747 0.07788 0.06546 -0.0338 0.4947 1.0000
6.500 0.4974 0.07892 0.06646 -0.0341 0.4921 1.0000
7.000 0.5112 0.08261 0.07017 -0.0337 0.4821 1.0000
7.250 0.5310 0.08390 0.07147 -0.0339 0.4793 1.0000
7.500 0.5543 0.08508 0.07264 -0.0344 0.4774 1.0000
7.750 0.5455 0.08793 0.07555 -0.0338 0.4712 1.0000
8.000 0.5609 0.08945 0.07709 -0.0340 0.4674 1.0000
8.250 0.5826 0.09070 0.07837 -0.0344 0.4649 1.0000
8.500 0.5888 0.09289 0.08062 -0.0345 0.4611 1.0000
8.750 0.5919 0.09519 0.08298 -0.0344 0.4564 1.0000
9.000 0.6085 0.09675 0.08458 -0.0348 0.4531 1.0000
9.250 0.6317 0.09798 0.08586 -0.0353 0.4506 1.0000
9.500 0.6296 0.10070 0.08865 -0.0352 0.4457 1.0000
9.750 0.6388 0.10271 0.09076 -0.0355 0.4414 1.0000
10.000 0.6580 0.10417 0.09229 -0.0359 0.4382 1.0000
10.250 0.6830 0.10535 0.09354 -0.0364 0.4360 1.0000
10.500 0.6727 0.10856 0.09684 -0.0364 0.4293 1.0000
10.750 0.6893 0.11013 0.09853 -0.0368 0.4253 1.0000
11.000 0.7135 0.11130 0.09980 -0.0373 0.4226 1.0000
11.250 0.7082 0.11429 0.10289 -0.0376 0.4160 1.0000
11.500 0.7232 0.11599 0.10469 -0.0380 0.4117 1.0000
11.750 0.7466 0.11722 0.10604 -0.0385 0.4088 1.0000
12.000 0.7426 0.12020 0.10913 -0.0389 0.4019 1.0000
12.250 0.7574 0.12196 0.11105 -0.0394 0.3975 1.0000
12.500 0.7813 0.12315 0.11238 -0.0399 0.3946 1.0000
12.750 0.7757 0.12634 0.11569 -0.0405 0.3871 1.0000
13.000 0.7926 0.12796 0.11745 -0.0410 0.3827 1.0000
13.250 0.8184 0.12899 0.11865 -0.0414 0.3799 1.0000
13.500 0.8086 0.13255 0.12232 -0.0422 0.3713 1.0000
13.750 0.8294 0.13385 0.12382 -0.0427 0.3673 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)