WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 25.38 at α=1.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx049915-il-200000.txt Download as CSV file: xf-fx049915-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1837 0.10706 0.10165 -0.0579 0.5596 0.0487
-10.250 -0.1892 0.10410 0.09872 -0.0610 0.5589 0.0488
-10.000 -0.1959 0.10082 0.09548 -0.0642 0.5581 0.0490
-9.750 -0.1696 0.09631 0.09095 -0.0609 0.5565 0.0497
-9.500 -0.1577 0.09352 0.08817 -0.0606 0.5553 0.0504
-9.250 -0.1496 0.09084 0.08551 -0.0609 0.5542 0.0515
-9.000 -0.1454 0.08803 0.08273 -0.0617 0.5531 0.0527
-8.750 -0.1435 0.08510 0.07984 -0.0630 0.5521 0.0539
-8.500 -0.1459 0.08192 0.07672 -0.0649 0.5513 0.0556
-8.250 -0.1598 0.07820 0.07309 -0.0690 0.5507 0.0568
-8.000 -0.1790 0.07493 0.06984 -0.0715 0.5502 0.0572
-7.750 -0.1998 0.07150 0.06625 -0.0737 0.5498 0.0576
-7.500 -0.2079 0.06852 0.06306 -0.0736 0.5491 0.0578
-7.250 -0.1878 0.06350 0.05828 -0.0733 0.5477 0.0589
-7.000 -0.1755 0.06129 0.05609 -0.0725 0.5466 0.0599
-6.750 -0.1657 0.05908 0.05384 -0.0719 0.5456 0.0616
-6.500 -0.1583 0.05635 0.05100 -0.0718 0.5446 0.0631
-6.250 -0.1579 0.05427 0.04830 -0.0709 0.5439 0.0680
-6.000 -0.1504 0.05251 0.04611 -0.0690 0.5429 0.0684
-5.750 -0.1388 0.04671 0.04042 -0.0691 0.5418 0.0697
-5.500 -0.1215 0.04445 0.03826 -0.0686 0.5407 0.0714
-5.250 -0.1045 0.04278 0.03655 -0.0677 0.5397 0.0745
-5.000 -0.0933 0.04108 0.03419 -0.0651 0.5388 0.0816
-4.750 -0.0748 0.03835 0.03157 -0.0647 0.5377 0.0835
-4.500 -0.0575 0.03392 0.02652 -0.0619 0.5368 0.0655
-4.250 -0.0382 0.03208 0.02427 -0.0600 0.5357 0.0666
-4.000 -0.0170 0.03064 0.02244 -0.0584 0.5346 0.0676
-3.750 0.0040 0.02906 0.02083 -0.0578 0.5335 0.0719
-3.500 0.0275 0.02832 0.01994 -0.0570 0.5325 0.0758
-3.250 0.0518 0.02768 0.01898 -0.0558 0.5313 0.0792
-3.000 0.0756 0.02642 0.01758 -0.0553 0.5301 0.0839
-2.750 0.1011 0.02585 0.01694 -0.0548 0.5289 0.0883
-2.500 0.1267 0.02562 0.01651 -0.0542 0.5278 0.0925
-2.250 0.1524 0.02497 0.01571 -0.0537 0.5269 0.0958
-2.000 0.1781 0.02453 0.01528 -0.0535 0.5260 0.0996
-1.750 0.2031 0.02447 0.01520 -0.0531 0.5252 0.1030
-1.500 0.2271 0.02444 0.01520 -0.0525 0.5242 0.1061
-1.250 0.2508 0.02454 0.01532 -0.0519 0.5232 0.1079
-1.000 0.2733 0.02442 0.01530 -0.0513 0.5219 0.1108
-0.750 0.2949 0.02444 0.01544 -0.0505 0.5203 0.1141
-0.500 0.3165 0.02462 0.01569 -0.0497 0.5188 0.1167
-0.250 0.3377 0.02491 0.01604 -0.0489 0.5177 0.1196
0.000 0.3591 0.02529 0.01645 -0.0481 0.5166 0.1234
0.250 0.3794 0.02559 0.01680 -0.0471 0.5155 0.1279
0.500 0.4004 0.02598 0.01723 -0.0462 0.5145 0.1333
0.750 0.4227 0.02634 0.01758 -0.0455 0.5134 0.1401
1.000 0.4457 0.02644 0.01778 -0.0447 0.5122 0.1615
1.250 0.6131 0.02444 0.01792 -0.0727 0.5106 1.0000
1.500 0.6345 0.02500 0.01837 -0.0717 0.5098 1.0000
1.750 0.6504 0.02605 0.01942 -0.0703 0.5088 1.0000
2.000 0.6519 0.02821 0.02180 -0.0681 0.5066 1.0000
2.250 0.6514 0.03064 0.02439 -0.0660 0.5033 1.0000
2.500 0.6531 0.03300 0.02682 -0.0642 0.5013 1.0000
2.750 0.6580 0.03498 0.02883 -0.0626 0.4993 1.0000
3.000 0.6766 0.03561 0.02941 -0.0614 0.4976 1.0000
3.250 0.7008 0.03578 0.02952 -0.0605 0.4963 1.0000
3.500 0.7252 0.03604 0.02971 -0.0596 0.4953 1.0000
3.750 0.7499 0.03634 0.02995 -0.0588 0.4945 1.0000
4.000 0.7776 0.03647 0.03001 -0.0583 0.4938 1.0000
4.250 0.5723 0.05641 0.05040 -0.0501 0.4947 1.0000
4.500 0.5753 0.05661 0.05055 -0.0477 0.4803 1.0000
4.750 0.5266 0.06311 0.05712 -0.0467 0.4831 1.0000
5.000 0.7389 0.04880 0.04258 -0.0495 0.4763 1.0000
5.250 0.7880 0.04716 0.04089 -0.0495 0.4768 1.0000
5.750 0.6294 0.06253 0.05635 -0.0428 0.4523 1.0000
6.000 0.6583 0.06251 0.05631 -0.0421 0.4498 1.0000
6.250 0.6958 0.06180 0.05557 -0.0415 0.4483 1.0000
6.500 0.7332 0.06117 0.05493 -0.0410 0.4473 1.0000
6.750 0.7689 0.06075 0.05451 -0.0404 0.4467 1.0000
7.000 0.7248 0.06607 0.05986 -0.0394 0.4339 1.0000
7.250 0.7152 0.06903 0.06283 -0.0387 0.4251 1.0000
7.500 0.7341 0.06971 0.06352 -0.0381 0.4215 1.0000
7.750 0.7610 0.06979 0.06363 -0.0375 0.4197 1.0000
8.000 0.7898 0.06977 0.06361 -0.0370 0.4185 1.0000
8.250 0.8211 0.06948 0.06334 -0.0363 0.4177 1.0000
8.500 0.8539 0.06906 0.06297 -0.0357 0.4171 1.0000
8.750 0.8256 0.07355 0.06747 -0.0354 0.4046 1.0000
9.000 0.8409 0.07471 0.06867 -0.0349 0.4013 1.0000
9.250 0.8814 0.07348 0.06748 -0.0341 0.4025 1.0000
9.500 0.8593 0.07771 0.07174 -0.0341 0.3909 1.0000
9.750 0.8733 0.07891 0.07300 -0.0336 0.3872 1.0000
10.000 0.9132 0.07754 0.07167 -0.0329 0.3886 1.0000
10.250 0.8933 0.08191 0.07608 -0.0330 0.3774 1.0000
10.500 0.9054 0.08324 0.07746 -0.0326 0.3732 1.0000
10.750 0.9469 0.08146 0.07575 -0.0317 0.3749 1.0000
11.000 0.9296 0.08577 0.08010 -0.0320 0.3639 1.0000
11.250 0.9205 0.08948 0.08386 -0.0322 0.3550 1.0000
11.500 0.9505 0.08823 0.08267 -0.0313 0.3521 1.0000
11.750 0.9911 0.08541 0.07994 -0.0302 0.3506 1.0000
12.000 0.9969 0.08696 0.08154 -0.0299 0.3427 1.0000
12.250 1.0167 0.08705 0.08171 -0.0294 0.3390 1.0000
12.500 1.0548 0.08448 0.07924 -0.0284 0.3376 1.0000
12.750 1.1045 0.08002 0.07489 -0.0271 0.3367 1.0000
13.000 1.1285 0.07899 0.07395 -0.0265 0.3312 1.0000
13.250 1.1946 0.07259 0.06771 -0.0253 0.3336 1.0000
13.750 1.2199 0.07400 0.06931 -0.0249 0.3174 1.0000
14.000 1.2756 0.06927 0.06466 -0.0243 0.3071 1.0000
14.250 1.2851 0.07059 0.06600 -0.0241 0.2905 1.0000
14.500 1.3186 0.06855 0.06376 -0.0233 0.2567 1.0000
14.750 1.3169 0.07082 0.06568 -0.0228 0.2160 1.0000
15.000 1.2987 0.07544 0.06999 -0.0229 0.1803 1.0000
15.250 1.2779 0.08063 0.07493 -0.0232 0.1496 1.0000
15.500 1.2547 0.08634 0.08038 -0.0237 0.1208 1.0000
15.750 1.2359 0.09165 0.08547 -0.0242 0.0974 1.0000
16.000 1.2179 0.09701 0.09064 -0.0249 0.0762 1.0000
16.250 1.2052 0.10178 0.09527 -0.0255 0.0597 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)