WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 24.08 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx049915-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx049915-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.2124 0.13984 0.13304 -0.0434 0.5615 0.0451
-12.500 -0.2100 0.13728 0.13047 -0.0455 0.5604 0.0452
-12.250 -0.2085 0.13455 0.12774 -0.0477 0.5593 0.0454
-12.000 -0.2031 0.13131 0.12451 -0.0493 0.5581 0.0454
-11.750 -0.1985 0.12807 0.12129 -0.0511 0.5567 0.0455
-11.500 -0.1938 0.12476 0.11799 -0.0527 0.5552 0.0455
-11.250 -0.1878 0.12133 0.11457 -0.0542 0.5536 0.0455
-10.750 -0.1749 0.11416 0.10741 -0.0567 0.5506 0.0455
-10.250 -0.1602 0.10362 0.09683 -0.0582 0.5481 0.0334
-10.000 -0.1533 0.10035 0.09356 -0.0589 0.5466 0.0330
-9.750 -0.1502 0.09705 0.09026 -0.0604 0.5455 0.0330
-9.500 -0.1483 0.09361 0.08683 -0.0620 0.5445 0.0331
-9.250 -0.1482 0.08999 0.08324 -0.0638 0.5436 0.0332
-9.000 -0.1494 0.08619 0.07947 -0.0659 0.5428 0.0334
-8.750 -0.1495 0.08260 0.07590 -0.0676 0.5419 0.0334
-8.500 -0.1507 0.07894 0.07231 -0.0694 0.5409 0.0332
-8.250 -0.1547 0.07523 0.06866 -0.0713 0.5400 0.0331
-8.000 -0.1632 0.07163 0.06510 -0.0727 0.5391 0.0330
-7.750 -0.1658 0.06806 0.06152 -0.0740 0.5381 0.0328
-7.500 -0.1683 0.06409 0.05750 -0.0752 0.5371 0.0328
-7.250 -0.1694 0.05999 0.05330 -0.0759 0.5361 0.0328
-7.000 -0.1695 0.05557 0.04871 -0.0762 0.5352 0.0331
-6.750 -0.1680 0.05094 0.04376 -0.0759 0.5342 0.0337
-6.500 -0.1600 0.04810 0.04076 -0.0752 0.5331 0.0347
-6.250 -0.1439 0.04710 0.03969 -0.0746 0.5317 0.0361
-6.000 -0.1305 0.04483 0.03719 -0.0737 0.5305 0.0373
-5.750 -0.1172 0.04215 0.03419 -0.0726 0.5292 0.0383
-5.500 -0.1022 0.03963 0.03131 -0.0713 0.5281 0.0402
-5.250 -0.0865 0.03690 0.02804 -0.0697 0.5270 0.0435
-5.000 -0.0697 0.03411 0.02459 -0.0679 0.5259 0.0461
-4.750 -0.0478 0.03350 0.02393 -0.0673 0.5246 0.0484
-4.500 -0.0260 0.03275 0.02299 -0.0665 0.5232 0.0527
-4.250 -0.0043 0.03127 0.02094 -0.0650 0.5220 0.0574
-4.000 0.0182 0.03063 0.02034 -0.0646 0.5206 0.0612
-3.750 0.0416 0.02995 0.01942 -0.0638 0.5193 0.0666
-3.500 0.0654 0.02923 0.01835 -0.0630 0.5180 0.0719
-3.250 0.0898 0.02870 0.01777 -0.0626 0.5167 0.0764
-3.000 0.1146 0.02823 0.01703 -0.0620 0.5155 0.0817
-2.750 0.1398 0.02773 0.01651 -0.0617 0.5142 0.0859
-2.500 0.1657 0.02730 0.01590 -0.0612 0.5129 0.0886
-2.250 0.1917 0.02689 0.01538 -0.0608 0.5116 0.0910
-2.000 0.2174 0.02653 0.01501 -0.0605 0.5105 0.0938
-1.750 0.2429 0.02640 0.01476 -0.0601 0.5095 0.0986
-1.500 0.2676 0.02614 0.01454 -0.0597 0.5087 0.1017
-1.250 0.2896 0.02616 0.01464 -0.0589 0.5073 0.1037
-1.000 0.3112 0.02628 0.01480 -0.0580 0.5060 0.1059
-0.750 0.3329 0.02649 0.01501 -0.0572 0.5046 0.1080
-0.500 0.3540 0.02665 0.01523 -0.0564 0.5031 0.1106
-0.250 0.3758 0.02688 0.01547 -0.0556 0.5015 0.1140
0.000 0.3985 0.02714 0.01569 -0.0550 0.4999 0.1176
0.250 0.4216 0.02733 0.01589 -0.0544 0.4984 0.1235
0.500 0.4455 0.02754 0.01613 -0.0540 0.4972 0.1349
1.000 0.5975 0.02604 0.01693 -0.0742 0.4949 1.0000
1.250 0.6184 0.02653 0.01730 -0.0732 0.4939 1.0000
1.500 0.6397 0.02702 0.01767 -0.0723 0.4931 1.0000
1.750 0.6616 0.02748 0.01801 -0.0715 0.4922 1.0000
2.000 0.6694 0.02895 0.01962 -0.0695 0.4892 1.0000
2.250 0.6801 0.03027 0.02099 -0.0679 0.4868 1.0000
2.500 0.6922 0.03150 0.02225 -0.0664 0.4847 1.0000
2.750 0.7061 0.03258 0.02331 -0.0650 0.4827 1.0000
3.000 0.7227 0.03339 0.02409 -0.0639 0.4810 1.0000
3.250 0.7415 0.03404 0.02470 -0.0628 0.4795 1.0000
3.500 0.7615 0.03463 0.02525 -0.0619 0.4783 1.0000
3.750 0.7818 0.03526 0.02582 -0.0610 0.4774 1.0000
4.000 0.8025 0.03587 0.02641 -0.0602 0.4765 1.0000
5.500 0.7283 0.05367 0.04452 -0.0463 0.4468 1.0000
5.750 0.7510 0.05409 0.04492 -0.0456 0.4456 1.0000
6.000 0.7750 0.05444 0.04525 -0.0450 0.4447 1.0000
6.500 0.7524 0.06074 0.05160 -0.0430 0.4314 1.0000
6.750 0.7757 0.06112 0.05198 -0.0424 0.4302 1.0000
7.250 0.7667 0.06657 0.05749 -0.0410 0.4179 1.0000
7.500 0.7891 0.06698 0.05791 -0.0405 0.4162 1.0000
7.750 0.8126 0.06733 0.05829 -0.0400 0.4150 1.0000
8.250 0.8078 0.07263 0.06367 -0.0391 0.4026 1.0000
8.500 0.8304 0.07299 0.06407 -0.0386 0.4011 1.0000
8.750 0.8551 0.07316 0.06427 -0.0380 0.3999 1.0000
9.000 0.8320 0.07785 0.06901 -0.0379 0.3892 1.0000
9.250 0.8531 0.07834 0.06956 -0.0374 0.3873 1.0000
9.500 0.8765 0.07857 0.06985 -0.0369 0.3860 1.0000
10.000 0.8781 0.08355 0.07495 -0.0365 0.3737 1.0000
10.250 0.9004 0.08388 0.07535 -0.0360 0.3722 1.0000
10.500 0.8860 0.08800 0.07954 -0.0362 0.3623 1.0000
10.750 0.9052 0.08860 0.08021 -0.0358 0.3601 1.0000
11.000 0.9267 0.08900 0.08069 -0.0353 0.3586 1.0000
11.500 0.9333 0.09361 0.08548 -0.0352 0.3465 1.0000
11.750 0.9551 0.09386 0.08582 -0.0347 0.3449 1.0000
12.000 0.9422 0.09819 0.09022 -0.0351 0.3351 1.0000
12.250 0.9633 0.09836 0.09049 -0.0347 0.3328 1.0000
14.250 1.0452 0.10903 0.10205 -0.0336 0.2833 1.0000
14.500 1.0688 0.10829 0.10146 -0.0330 0.2798 1.0000
14.750 1.0714 0.11074 0.10402 -0.0333 0.2698 1.0000
15.000 1.0986 0.10896 0.10236 -0.0325 0.2614 1.0000
15.250 1.1213 0.10808 0.10157 -0.0321 0.2496 1.0000
15.500 1.1217 0.11109 0.10467 -0.0326 0.2359 1.0000
15.750 1.1256 0.11360 0.10728 -0.0330 0.2224 1.0000
16.000 1.1372 0.11482 0.10859 -0.0331 0.2073 1.0000
16.250 1.1522 0.11532 0.10899 -0.0329 0.1832 1.0000
16.500 1.1612 0.11669 0.11013 -0.0329 0.1551 1.0000
16.750 1.1577 0.12011 0.11328 -0.0336 0.1281 1.0000
17.000 1.1492 0.12455 0.11751 -0.0347 0.1062 1.0000
17.250 1.1413 0.12907 0.12190 -0.0359 0.0867 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)