WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 0.68 at α=-4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w343-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx77w343-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-343 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.250 -0.5260 0.13608 0.12686 -0.0235 0.5879 0.1036
-17.000 -0.5801 0.12214 0.11259 -0.0309 0.5890 0.1059
-16.750 -0.6216 0.11174 0.10179 -0.0359 0.5889 0.1078
-16.500 -0.6396 0.10550 0.09523 -0.0384 0.5872 0.1098
-16.250 -0.6187 0.10480 0.09458 -0.0387 0.5832 0.1121
-16.000 -0.6158 0.10149 0.09116 -0.0400 0.5801 0.1145
-15.750 -0.6201 0.09724 0.08666 -0.0415 0.5777 0.1169
-15.500 -0.5966 0.09678 0.08629 -0.0416 0.5739 0.1191
-15.250 -0.5838 0.09492 0.08435 -0.0422 0.5710 0.1217
-15.000 -0.5769 0.09227 0.08149 -0.0428 0.5687 0.1248
-14.750 -0.5577 0.09144 0.08068 -0.0429 0.5662 0.1277
-14.500 -0.5452 0.08959 0.07873 -0.0434 0.5639 0.1315
-14.250 -0.5297 0.08815 0.07732 -0.0440 0.5612 0.1356
-14.000 -0.5169 0.08643 0.07554 -0.0446 0.5586 0.1408
-13.750 -0.5007 0.08528 0.07446 -0.0449 0.5561 0.1461
-13.500 -0.4879 0.08370 0.07283 -0.0453 0.5537 0.1525
-13.250 -0.4718 0.08274 0.07200 -0.0454 0.5513 0.1586
-13.000 -0.4584 0.08148 0.07079 -0.0455 0.5492 0.1655
-12.750 -0.4467 0.08005 0.06935 -0.0455 0.5473 0.1739
-12.500 -0.4361 0.07856 0.06781 -0.0455 0.5456 0.1840
-12.250 -0.4242 0.07715 0.06653 -0.0459 0.5432 0.1960
-12.000 -0.4113 0.07607 0.06568 -0.0461 0.5407 0.2085
-11.750 -0.3983 0.07509 0.06490 -0.0463 0.5384 0.2229
-11.500 -0.3878 0.07383 0.06375 -0.0464 0.5363 0.2410
-11.250 -0.3714 0.07342 0.06354 -0.0462 0.5344 0.2599
-11.000 -0.3482 0.07393 0.06426 -0.0459 0.5324 0.2791
-10.750 -0.3321 0.07358 0.06397 -0.0457 0.5308 0.3010
-10.500 -0.3055 0.07455 0.06500 -0.0453 0.5291 0.3193
-10.250 -0.2750 0.07604 0.06650 -0.0448 0.5275 0.3346
-10.000 -0.2534 0.07661 0.06701 -0.0443 0.5262 0.3512
-9.750 -0.2338 0.07704 0.06743 -0.0444 0.5247 0.3677
-9.500 -0.2159 0.07743 0.06783 -0.0448 0.5231 0.3833
-9.250 -0.1835 0.07948 0.06990 -0.0453 0.5212 0.3934
-9.000 -0.1613 0.08047 0.07088 -0.0456 0.5193 0.4063
-8.750 -0.1508 0.08040 0.07078 -0.0455 0.5175 0.4223
-8.500 -0.1471 0.07985 0.07019 -0.0451 0.5158 0.4394
-8.250 -0.1062 0.08234 0.07261 -0.0454 0.5133 0.4457
-8.000 -0.0989 0.08213 0.07233 -0.0447 0.5117 0.4607
-7.750 -0.0649 0.08383 0.07394 -0.0448 0.5099 0.4686
-7.500 -0.0560 0.08381 0.07385 -0.0441 0.5088 0.4819
-7.250 -0.0306 0.08481 0.07475 -0.0440 0.5075 0.4912
-7.000 -0.0188 0.08488 0.07472 -0.0432 0.5064 0.5024
-6.750 0.0046 0.08655 0.07641 -0.0440 0.5042 0.5103
-6.500 0.0067 0.08817 0.07817 -0.0444 0.5011 0.5210
-6.250 0.0269 0.09056 0.08061 -0.0453 0.4976 0.5276
-6.000 0.0203 0.09151 0.08158 -0.0439 0.4952 0.5388
-5.750 0.0417 0.09314 0.08319 -0.0441 0.4927 0.5442
-5.500 0.0216 0.09326 0.08329 -0.0409 0.4909 0.5562
-5.250 0.0519 0.09420 0.08413 -0.0412 0.4890 0.5603
-4.750 0.0639 0.09454 0.08428 -0.0376 0.4865 0.5770
-4.500 -0.0198 0.10455 0.09479 -0.0322 0.4808 0.5800
-4.250 -0.0884 0.10935 0.09980 -0.0241 0.4778 0.5853
-4.000 -0.1575 0.11079 0.10130 -0.0144 0.4760 0.5948
-3.750 -0.1559 0.11277 0.10327 -0.0123 0.4736 0.5992
-3.500 -0.2161 0.11224 0.10273 -0.0027 0.4722 0.6113
-3.250 -0.1891 0.11351 0.10391 -0.0032 0.4700 0.6147
-3.000 -0.1783 0.11394 0.10425 -0.0017 0.4685 0.6202
-2.750 -0.2174 0.11263 0.10286 0.0051 0.4676 0.6305
-2.500 -0.1909 0.11332 0.10345 0.0050 0.4665 0.6336
-2.250 -0.2246 0.11590 0.10610 0.0095 0.4647 0.6384
-2.000 -0.2725 0.11567 0.10586 0.0155 0.4639 0.6496
-1.750 -0.2765 0.11779 0.10800 0.0175 0.4628 0.6525
-1.500 -0.2811 0.11930 0.10951 0.0195 0.4619 0.6564
-1.250 -0.2922 0.11997 0.11015 0.0219 0.4603 0.6618
-1.000 -0.3120 0.11907 0.10917 0.0239 0.4586 0.6700
-0.750 -0.3067 0.12012 0.11019 0.0252 0.4566 0.6723
-0.500 -0.3017 0.12112 0.11116 0.0264 0.4554 0.6755
-0.250 -0.2982 0.12194 0.11193 0.0274 0.4546 0.6796
0.000 -0.2949 0.12221 0.11212 0.0278 0.4532 0.6858
0.250 -0.2868 0.12233 0.11216 0.0277 0.4515 0.6919
0.500 -0.2687 0.12304 0.11279 0.0283 0.4496 0.6948
0.750 -0.2459 0.12351 0.11317 0.0282 0.4479 0.6980
1.000 -0.2357 0.12421 0.11379 0.0283 0.4457 0.7012
1.250 -0.2457 0.12535 0.11494 0.0289 0.4436 0.7044
1.500 -0.2456 0.12620 0.11575 0.0284 0.4413 0.7079
1.750 -0.2371 0.12690 0.11637 0.0263 0.4386 0.7121
2.000 -0.2281 0.12778 0.11724 0.0270 0.4360 0.7143
2.250 -0.2165 0.12873 0.11815 0.0274 0.4340 0.7167
2.500 -0.2045 0.12982 0.11920 0.0274 0.4328 0.7194
2.750 -0.1910 0.13094 0.12028 0.0268 0.4318 0.7222
3.000 -0.1759 0.13210 0.12139 0.0258 0.4308 0.7249
3.250 -0.1591 0.13334 0.12257 0.0243 0.4300 0.7277
3.500 -0.1407 0.13471 0.12388 0.0223 0.4293 0.7305
3.750 -0.1140 0.13616 0.12523 0.0195 0.4281 0.7333
4.000 -0.1108 0.13756 0.12662 0.0184 0.4253 0.7355
4.250 -0.1108 0.13874 0.12784 0.0188 0.4225 0.7373
4.500 -0.1030 0.14001 0.12910 0.0188 0.4203 0.7396
4.750 -0.0926 0.14150 0.13058 0.0184 0.4195 0.7424
5.000 -0.0810 0.14313 0.13221 0.0176 0.4195 0.7454
5.250 -0.0682 0.14489 0.13396 0.0163 0.4198 0.7484
5.500 -0.0537 0.14681 0.13586 0.0145 0.4209 0.7512
5.750 -0.0373 0.14881 0.13783 0.0122 0.4220 0.7534
6.000 -0.0217 0.15055 0.13954 0.0097 0.4209 0.7553
6.250 -0.0041 0.15220 0.14116 0.0070 0.4184 0.7572
6.500 0.0080 0.15362 0.14260 0.0064 0.4173 0.7588
6.750 0.0194 0.15528 0.14426 0.0057 0.4175 0.7607
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-343 AIRFOIL (fx77w343-il)