WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 6.18 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx049915-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx049915-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1705 0.11706 0.11103 -0.0521 0.6394 0.0742
-10.750 -0.1657 0.11425 0.10826 -0.0536 0.6377 0.0765
-10.500 -0.1691 0.11222 0.10630 -0.0563 0.6363 0.0791
-10.250 -0.1803 0.11080 0.10498 -0.0600 0.6353 0.0801
-10.000 -0.1942 0.10912 0.10340 -0.0640 0.6341 0.0805
-9.750 -0.1549 0.10246 0.09665 -0.0599 0.6309 0.0832
-9.500 -0.1442 0.09961 0.09381 -0.0601 0.6291 0.0856
-9.250 -0.1400 0.09688 0.09110 -0.0611 0.6277 0.0884
-9.000 -0.1419 0.09431 0.08857 -0.0630 0.6266 0.0913
-8.750 -0.1592 0.09221 0.08658 -0.0674 0.6259 0.0932
-8.500 -0.1839 0.09001 0.08446 -0.0714 0.6255 0.0937
-8.250 -0.2063 0.08831 0.08271 -0.0737 0.6249 0.0941
-8.000 -0.1404 0.08232 0.07675 -0.0680 0.6225 0.0986
-7.750 -0.1398 0.07971 0.07421 -0.0688 0.6215 0.1015
-7.500 -0.1497 0.07733 0.07190 -0.0700 0.6208 0.1044
-7.250 -0.1780 0.07550 0.06992 -0.0744 0.6206 0.1082
-7.000 -0.1679 0.07111 0.06564 -0.0741 0.6194 0.1106
-6.750 -0.1492 0.06901 0.06364 -0.0724 0.6176 0.1165
-6.500 -0.1677 0.06860 0.06274 -0.0746 0.6170 0.1241
-6.250 -0.1444 0.06364 0.05817 -0.0734 0.6151 0.1289
-6.000 -0.1477 0.06223 0.05640 -0.0739 0.6141 0.1411
-5.750 -0.1279 0.05916 0.05357 -0.0727 0.6127 0.1463
-5.500 -0.1205 0.05712 0.05141 -0.0723 0.6118 0.1602
-5.250 -0.1099 0.05542 0.04966 -0.0715 0.6110 0.1762
-5.000 -0.0964 0.05403 0.04832 -0.0701 0.6101 0.1970
-4.750 -0.0870 0.05277 0.04703 -0.0687 0.6094 0.2260
-4.250 -0.0648 0.05048 0.04486 -0.0643 0.6079 0.2936
-3.750 -0.0097 0.04199 0.03405 -0.0662 0.6061 0.1380
-3.500 0.0109 0.04109 0.03248 -0.0645 0.6052 0.1241
-3.250 0.0302 0.04007 0.03125 -0.0637 0.6048 0.1239
-3.000 0.0496 0.03957 0.03050 -0.0629 0.6047 0.1244
-2.750 0.0685 0.03848 0.02939 -0.0627 0.6048 0.1279
-2.500 0.0881 0.03844 0.02925 -0.0623 0.6049 0.1301
-2.250 0.1056 0.03881 0.02954 -0.0619 0.6047 0.1343
-2.000 -0.1493 0.05737 0.04969 -0.0514 0.7458 0.1231
-1.750 -0.1200 0.05624 0.04821 -0.0513 0.7410 0.1222
-1.500 -0.1082 0.05573 0.04743 -0.0490 0.7310 0.1221
-1.250 -0.0796 0.05555 0.04681 -0.0485 0.7249 0.1247
-1.000 -0.0429 0.05526 0.04640 -0.0500 0.7223 0.1289
-0.750 -0.0426 0.05480 0.04585 -0.0465 0.7096 0.1312
-0.500 -0.0083 0.05536 0.04622 -0.0473 0.7066 0.1357
-0.250 -0.0060 0.05532 0.04604 -0.0442 0.6951 0.1377
0.000 0.0264 0.05579 0.04641 -0.0449 0.6910 0.1423
0.250 0.0327 0.05596 0.04658 -0.0426 0.6814 0.1444
0.500 0.0597 0.05648 0.04710 -0.0427 0.6757 0.1501
0.750 0.0940 0.05766 0.04823 -0.0436 0.6732 0.1555
1.000 0.0884 0.05764 0.04818 -0.0400 0.6618 0.1569
1.250 0.1183 0.05847 0.04909 -0.0404 0.6581 0.1644
1.500 0.1213 0.05904 0.04961 -0.0380 0.6488 0.1690
1.750 0.1470 0.05988 0.05044 -0.0381 0.6432 0.1784
2.000 0.1855 0.06144 0.05204 -0.0402 0.6407 0.1989
2.250 0.3128 0.06374 0.05657 -0.0617 0.6395 1.0000
2.500 0.2969 0.06353 0.05628 -0.0574 0.6262 1.0000
2.750 0.3319 0.06559 0.05812 -0.0583 0.6239 1.0000
3.000 0.3187 0.06596 0.05842 -0.0548 0.6121 1.0000
3.250 0.3487 0.06767 0.05997 -0.0552 0.6088 1.0000
3.500 0.3856 0.07013 0.06229 -0.0564 0.6070 1.0000
3.750 0.3668 0.07009 0.06221 -0.0526 0.5943 1.0000
4.000 0.3980 0.07209 0.06410 -0.0532 0.5918 1.0000
4.250 0.4288 0.07477 0.06667 -0.0541 0.5901 1.0000
4.500 0.4129 0.07453 0.06641 -0.0507 0.5771 1.0000
4.750 0.4465 0.07684 0.06864 -0.0515 0.5750 1.0000
5.000 0.4285 0.07744 0.06922 -0.0487 0.5638 1.0000
5.250 0.4558 0.07925 0.07098 -0.0490 0.5603 1.0000
5.500 0.4917 0.08186 0.07353 -0.0499 0.5584 1.0000
5.750 0.4696 0.08225 0.07392 -0.0471 0.5465 1.0000
6.000 0.4973 0.08427 0.07590 -0.0474 0.5436 1.0000
6.250 0.5323 0.08709 0.07869 -0.0483 0.5420 1.0000
6.500 0.5073 0.08739 0.07899 -0.0456 0.5299 1.0000
6.750 0.5368 0.08957 0.08115 -0.0461 0.5271 1.0000
7.000 0.5723 0.09263 0.08421 -0.0470 0.5257 1.0000
7.250 0.5413 0.09284 0.08444 -0.0444 0.5138 1.0000
7.500 0.5708 0.09510 0.08669 -0.0448 0.5109 1.0000
7.750 0.6082 0.09836 0.08997 -0.0458 0.5095 1.0000
8.000 0.5727 0.09859 0.09020 -0.0434 0.4980 1.0000
8.250 0.5995 0.10084 0.09248 -0.0437 0.4951 1.0000
8.500 0.6348 0.10407 0.09573 -0.0446 0.4935 1.0000
8.750 0.6021 0.10463 0.09631 -0.0427 0.4825 1.0000
9.000 0.6262 0.10685 0.09856 -0.0429 0.4794 1.0000
9.250 0.6609 0.11004 0.10180 -0.0436 0.4776 1.0000
9.500 0.6299 0.11097 0.10276 -0.0423 0.4676 1.0000
9.750 0.6521 0.11314 0.10497 -0.0425 0.4640 1.0000
10.000 0.6845 0.11622 0.10809 -0.0430 0.4621 1.0000
10.250 0.6571 0.11760 0.10950 -0.0423 0.4530 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)