WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.41 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx049915-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx049915-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.1670 0.12068 0.11279 -0.0491 0.6189 0.0862
-10.500 -0.1643 0.11786 0.11001 -0.0513 0.6172 0.0885
-10.250 -0.1649 0.11523 0.10744 -0.0538 0.6157 0.0896
-10.000 -0.1557 0.11169 0.10392 -0.0549 0.6137 0.0912
-9.750 -0.1444 0.10856 0.10078 -0.0556 0.6118 0.0946
-9.500 -0.1475 0.10612 0.09839 -0.0582 0.6104 0.0982
-9.250 -0.1389 0.10275 0.09503 -0.0591 0.6087 0.1007
-9.000 -0.1315 0.09983 0.09218 -0.0602 0.6066 0.1047
-8.750 -0.1389 0.09729 0.08977 -0.0634 0.6050 0.1075
-8.500 -0.1453 0.09438 0.08694 -0.0664 0.6033 0.1080
-8.250 -0.1329 0.08749 0.08000 -0.0690 0.6017 0.0695
-8.000 -0.1266 0.08423 0.07675 -0.0695 0.5998 0.0671
-7.750 -0.1293 0.08125 0.07381 -0.0706 0.5981 0.0653
-7.500 -0.1318 0.07806 0.07063 -0.0721 0.5967 0.0645
-7.250 -0.1326 0.07472 0.06726 -0.0737 0.5954 0.0642
-7.000 -0.1319 0.07144 0.06390 -0.0750 0.5941 0.0647
-6.750 -0.1294 0.06819 0.06054 -0.0760 0.5930 0.0650
-6.500 -0.1252 0.06499 0.05721 -0.0767 0.5917 0.0653
-6.250 -0.1193 0.06186 0.05394 -0.0772 0.5902 0.0654
-6.000 -0.1117 0.05880 0.05067 -0.0772 0.5887 0.0654
-5.750 -0.1025 0.05597 0.04757 -0.0769 0.5871 0.0662
-5.500 -0.0926 0.05327 0.04446 -0.0762 0.5854 0.0686
-5.250 -0.0818 0.05067 0.04128 -0.0750 0.5838 0.0709
-5.000 -0.0650 0.04883 0.03935 -0.0743 0.5818 0.0730
-4.750 -0.0484 0.04701 0.03720 -0.0732 0.5801 0.0760
-4.250 -0.0118 0.04368 0.03302 -0.0710 0.5769 0.0845
-4.000 0.0078 0.04238 0.03109 -0.0697 0.5754 0.0900
-3.750 0.0271 0.04155 0.03026 -0.0692 0.5736 0.0954
-3.500 0.0474 0.04074 0.02905 -0.0683 0.5719 0.0995
-3.250 0.0677 0.04027 0.02845 -0.0678 0.5702 0.1066
-3.000 0.0894 0.03973 0.02780 -0.0673 0.5683 0.1113
-2.750 0.1128 0.03930 0.02716 -0.0669 0.5664 0.1146
-2.500 0.1375 0.03903 0.02660 -0.0665 0.5645 0.1179
-2.250 0.1630 0.03870 0.02627 -0.0665 0.5626 0.1247
-2.000 0.1904 0.03850 0.02594 -0.0667 0.5611 0.1320
-1.750 0.2187 0.03839 0.02568 -0.0669 0.5598 0.1360
-1.500 0.2410 0.03867 0.02582 -0.0665 0.5585 0.1393
-1.000 0.2660 0.04050 0.02767 -0.0647 0.5541 0.1457
-0.750 0.2789 0.04137 0.02852 -0.0637 0.5516 0.1497
-0.500 0.2935 0.04215 0.02925 -0.0628 0.5493 0.1560
-0.250 0.3088 0.04287 0.03000 -0.0620 0.5475 0.1677
0.000 0.3248 0.04360 0.03079 -0.0612 0.5460 0.1830
0.250 0.3432 0.04406 0.03144 -0.0606 0.5446 0.2171
0.750 0.4573 0.04394 0.03312 -0.0730 0.5411 1.0000
1.000 0.4403 0.04687 0.03607 -0.0702 0.5372 1.0000
1.250 0.4359 0.04904 0.03815 -0.0681 0.5346 1.0000
1.500 0.4395 0.05071 0.03968 -0.0663 0.5319 1.0000
1.750 0.4501 0.05203 0.04083 -0.0649 0.5296 1.0000
2.000 0.4657 0.05313 0.04176 -0.0638 0.5277 1.0000
2.250 0.4822 0.05427 0.04273 -0.0628 0.5263 1.0000
2.500 0.4679 0.05677 0.04518 -0.0600 0.5231 1.0000
2.750 0.4537 0.05922 0.04759 -0.0576 0.5189 1.0000
3.000 0.4587 0.06093 0.04919 -0.0564 0.5162 1.0000
3.250 0.4705 0.06235 0.05051 -0.0555 0.5137 1.0000
3.500 0.4889 0.06349 0.05152 -0.0548 0.5113 1.0000
3.750 0.5119 0.06450 0.05241 -0.0544 0.5095 1.0000
4.000 0.5046 0.06684 0.05472 -0.0529 0.5055 1.0000
4.250 0.5040 0.06884 0.05667 -0.0517 0.5014 1.0000
4.500 0.5158 0.07031 0.05808 -0.0510 0.4979 1.0000
4.750 0.5334 0.07160 0.05929 -0.0505 0.4953 1.0000
5.000 0.5565 0.07270 0.06032 -0.0502 0.4931 1.0000
5.250 0.5510 0.07497 0.06258 -0.0491 0.4880 1.0000
5.500 0.5558 0.07679 0.06439 -0.0483 0.4835 1.0000
5.750 0.5707 0.07826 0.06582 -0.0478 0.4802 1.0000
6.000 0.5928 0.07941 0.06693 -0.0475 0.4775 1.0000
6.250 0.5964 0.08136 0.06887 -0.0468 0.4727 1.0000
6.500 0.5987 0.08336 0.07089 -0.0461 0.4676 1.0000
6.750 0.6136 0.08487 0.07239 -0.0457 0.4641 1.0000
7.000 0.6362 0.08606 0.07357 -0.0455 0.4613 1.0000
7.250 0.6344 0.08826 0.07579 -0.0448 0.4553 1.0000
7.500 0.6423 0.09008 0.07764 -0.0444 0.4504 1.0000
7.750 0.6591 0.09161 0.07919 -0.0441 0.4473 1.0000
8.000 0.6835 0.09279 0.08037 -0.0439 0.4448 1.0000
8.250 0.6721 0.09550 0.08313 -0.0433 0.4373 1.0000
8.500 0.6865 0.09706 0.08475 -0.0431 0.4331 1.0000
8.750 0.7078 0.09840 0.08612 -0.0429 0.4304 1.0000
9.000 0.7036 0.10095 0.08873 -0.0426 0.4242 1.0000
9.250 0.7135 0.10276 0.09058 -0.0423 0.4192 1.0000
9.500 0.7342 0.10407 0.09197 -0.0422 0.4159 1.0000
9.750 0.7347 0.10650 0.09446 -0.0420 0.4106 1.0000
10.000 0.7407 0.10858 0.09661 -0.0418 0.4052 1.0000
10.250 0.7601 0.10994 0.09805 -0.0417 0.4017 1.0000
10.500 0.7625 0.11226 0.10044 -0.0416 0.3960 1.0000
10.750 0.7687 0.11441 0.10269 -0.0416 0.3908 1.0000
11.000 0.7879 0.11579 0.10416 -0.0415 0.3872 1.0000
11.250 0.7880 0.11824 0.10669 -0.0415 0.3807 1.0000
11.500 0.7984 0.12014 0.10869 -0.0415 0.3757 1.0000
11.750 0.8201 0.12134 0.11002 -0.0413 0.3724 1.0000
12.000 0.8142 0.12426 0.11303 -0.0416 0.3647 1.0000
12.250 0.8319 0.12556 0.11444 -0.0415 0.3601 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 049-915 AIRFOIL (fx049915-il)