WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.89 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx049915-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx049915-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.2038 0.13964 0.13327 -0.0471 0.8019 0.1333
-12.250 -0.2034 0.13812 0.13178 -0.0500 0.7969 0.1385
-12.000 -0.2161 0.13879 0.13252 -0.0541 0.7935 0.1401
-11.750 -0.1792 0.13059 0.12418 -0.0531 0.7864 0.1461
-11.500 -0.1725 0.12812 0.12175 -0.0551 0.7818 0.1528
-11.250 -0.1865 0.12850 0.12221 -0.0590 0.7790 0.1561
-11.000 -0.1538 0.12178 0.11541 -0.0582 0.7736 0.1638
-10.750 -0.1586 0.12081 0.11447 -0.0607 0.7709 0.1713
-10.500 -0.1385 0.11616 0.10983 -0.0613 0.7671 0.1795
-10.250 -0.1452 0.11538 0.10913 -0.0640 0.7649 0.1878
-10.000 -0.1225 0.11072 0.10447 -0.0640 0.7614 0.1979
-9.750 -0.1398 0.11094 0.10481 -0.0671 0.7597 0.2050
-9.500 -0.1111 0.10593 0.09974 -0.0664 0.7565 0.2179
-9.250 -0.1028 0.10302 0.09683 -0.0671 0.7543 0.2280
-9.000 -0.1200 0.10305 0.09701 -0.0695 0.7528 0.2383
-8.750 -0.1029 0.09959 0.09358 -0.0694 0.7500 0.2543
-8.500 -0.0941 0.09706 0.09109 -0.0695 0.7475 0.2710
-8.250 -0.0931 0.09529 0.08939 -0.0695 0.7453 0.2885
-8.000 -0.0660 0.09135 0.08542 -0.0683 0.7426 0.3126
-7.750 -0.0602 0.08958 0.08367 -0.0678 0.7409 0.3364
-7.500 -0.0489 0.08711 0.08123 -0.0671 0.7394 0.3619
-7.250 -0.0545 0.08644 0.08063 -0.0659 0.7385 0.3900
-7.000 -0.0186 0.08295 0.07708 -0.0643 0.7369 0.4361
-6.750 -0.0016 0.08081 0.07498 -0.0627 0.7356 0.4796
-6.500 0.0076 0.07971 0.07393 -0.0606 0.7343 0.5244
-6.250 0.0513 0.07597 0.07013 -0.0603 0.7322 0.5853
-6.000 0.0859 0.07314 0.06726 -0.0599 0.7303 0.6511
-5.750 0.1222 0.07025 0.06432 -0.0607 0.7282 0.7162
-4.750 0.1111 0.06691 0.06123 -0.0606 0.7298 0.7002
-4.500 0.0270 0.06908 0.06371 -0.0560 0.7342 0.6166
-4.250 -0.0367 0.07101 0.06584 -0.0479 0.7380 0.6100
-4.000 -0.0686 0.07303 0.06807 -0.0418 0.7458 0.6168
-3.750 -0.1204 0.07451 0.06970 -0.0334 0.7539 0.6258
-3.500 -0.1494 0.07680 0.07216 -0.0233 0.7700 0.6625
-2.750 -0.2133 0.08488 0.08089 0.0101 1.0000 0.9398
-2.500 -0.2702 0.08379 0.07992 0.0216 1.0000 0.9025
-2.250 -0.3296 0.08234 0.07859 0.0325 1.0000 0.8669
-2.000 -0.3909 0.08031 0.07667 0.0428 1.0000 0.8332
-1.750 -0.4512 0.07772 0.07420 0.0524 1.0000 0.8037
-1.500 -0.4064 0.06085 0.05366 -0.0171 1.0000 0.2223
-1.250 -0.3832 0.05832 0.05071 -0.0171 0.9997 0.2021
-1.000 -0.3433 0.05759 0.04906 -0.0193 0.9939 0.1883
-0.750 -0.3086 0.05674 0.04782 -0.0212 0.9858 0.1853
-0.500 -0.2736 0.05662 0.04719 -0.0231 0.9759 0.1855
-0.250 -0.2381 0.05682 0.04688 -0.0249 0.9644 0.1875
0.000 -0.2037 0.05703 0.04675 -0.0268 0.9525 0.1911
0.250 -0.1702 0.05758 0.04713 -0.0288 0.9415 0.1978
0.500 -0.1308 0.05900 0.04820 -0.0313 0.9319 0.2040
0.750 -0.0951 0.05959 0.04868 -0.0340 0.9181 0.2134
1.000 -0.0621 0.06056 0.04940 -0.0359 0.9048 0.2215
1.250 -0.0300 0.06164 0.05049 -0.0378 0.8931 0.2336
1.500 0.0096 0.06367 0.05249 -0.0408 0.8840 0.2516
1.750 0.0330 0.06419 0.05305 -0.0412 0.8702 0.2705
2.000 0.1023 0.06451 0.05577 -0.0520 0.8617 1.0000
2.250 0.1395 0.06745 0.05814 -0.0541 0.8516 1.0000
2.500 0.1567 0.06841 0.05878 -0.0533 0.8371 1.0000
2.750 0.1721 0.06947 0.05958 -0.0523 0.8238 1.0000
3.000 0.1896 0.07094 0.06080 -0.0519 0.8121 1.0000
3.250 0.2250 0.07408 0.06366 -0.0542 0.8037 1.0000
3.500 0.2354 0.07469 0.06411 -0.0526 0.7898 1.0000
3.750 0.2475 0.07585 0.06513 -0.0516 0.7782 1.0000
4.000 0.2829 0.07923 0.06830 -0.0539 0.7711 1.0000
4.250 0.2888 0.07958 0.06855 -0.0519 0.7577 1.0000
4.500 0.3006 0.08093 0.06980 -0.0510 0.7468 1.0000
4.750 0.3307 0.08378 0.07251 -0.0524 0.7392 1.0000
5.000 0.3353 0.08443 0.07310 -0.0506 0.7272 1.0000
5.250 0.3716 0.08832 0.07687 -0.0530 0.7215 1.0000
5.500 0.3716 0.08829 0.07680 -0.0506 0.7084 1.0000
5.750 0.3825 0.08996 0.07842 -0.0499 0.7000 1.0000
6.000 0.4051 0.09223 0.08062 -0.0504 0.6910 1.0000
6.250 0.4108 0.09345 0.08181 -0.0491 0.6810 1.0000
6.500 0.4385 0.09639 0.08470 -0.0502 0.6737 1.0000
6.750 0.4392 0.09723 0.08553 -0.0486 0.6638 1.0000
7.000 0.4668 0.10032 0.08859 -0.0497 0.6572 1.0000
7.250 0.4664 0.10113 0.08939 -0.0481 0.6472 1.0000
7.500 0.4942 0.10435 0.09261 -0.0493 0.6407 1.0000
7.750 0.4922 0.10514 0.09341 -0.0477 0.6313 1.0000
8.000 0.5171 0.10816 0.09642 -0.0486 0.6248 1.0000
8.250 0.5173 0.10932 0.09760 -0.0473 0.6164 1.0000
8.500 0.5392 0.11208 0.10037 -0.0479 0.6091 1.0000
8.750 0.5445 0.11399 0.10231 -0.0474 0.6030 1.0000
9.000 0.5574 0.11591 0.10427 -0.0473 0.5944 1.0000
9.250 0.5910 0.12080 0.10920 -0.0491 0.5904 1.0000
9.500 0.5765 0.12006 0.10849 -0.0469 0.5800 1.0000
9.750 0.6034 0.12393 0.11241 -0.0480 0.5752 1.0000
10.000 0.5964 0.12457 0.11309 -0.0468 0.5672 1.0000
10.250 0.6162 0.12749 0.11609 -0.0474 0.5605 1.0000
10.500 0.6278 0.13052 0.11917 -0.0477 0.5562 1.0000
10.750 0.6295 0.13156 0.12027 -0.0471 0.5470 1.0000
11.000 0.6583 0.13612 0.12494 -0.0484 0.5423 1.0000
11.250 0.6467 0.13628 0.12515 -0.0474 0.5345 1.0000
11.500 0.6657 0.13944 0.12839 -0.0480 0.5280 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)