WORTMANN FX 05-188 AIRFOIL (fx05188-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 05-188 AIRFOIL (fx05188-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.11 at α=14.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx05188-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx05188-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 05-188 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.5914 0.10205 0.09614 -0.0478 1.0000 0.1551
-9.750 -0.6021 0.09768 0.09176 -0.0473 1.0000 0.1489
-9.500 -0.6630 0.09073 0.08480 -0.0476 1.0000 0.1426
-9.250 -0.7736 0.08674 0.08068 -0.0426 1.0000 0.1389
-9.000 -0.7942 0.08334 0.07713 -0.0402 1.0000 0.1354
-8.750 -0.8056 0.07970 0.07341 -0.0382 1.0000 0.1330
-8.500 -0.8256 0.07588 0.06940 -0.0359 1.0000 0.1305
-8.250 -0.8483 0.07158 0.06473 -0.0336 1.0000 0.1270
-8.000 -0.8745 0.06777 0.05990 -0.0311 1.0000 0.1220
-7.750 -0.8678 0.06439 0.05634 -0.0299 1.0000 0.1212
-7.500 -0.8610 0.06130 0.05295 -0.0287 1.0000 0.1209
-7.250 -0.8514 0.05838 0.04974 -0.0276 1.0000 0.1203
-7.000 -0.8395 0.05567 0.04673 -0.0266 1.0000 0.1197
-6.750 -0.8255 0.05314 0.04386 -0.0256 1.0000 0.1190
-6.500 -0.8096 0.05088 0.04129 -0.0247 1.0000 0.1186
-6.250 -0.7924 0.04891 0.03902 -0.0237 1.0000 0.1186
-6.000 -0.7742 0.04721 0.03703 -0.0226 1.0000 0.1191
-5.750 -0.7555 0.04579 0.03534 -0.0214 1.0000 0.1204
-5.500 -0.7367 0.04454 0.03389 -0.0201 1.0000 0.1229
-5.250 -0.7185 0.04344 0.03293 -0.0186 1.0000 0.1269
-5.000 -0.7000 0.04273 0.03221 -0.0168 1.0000 0.1316
-4.750 -0.6813 0.04225 0.03163 -0.0147 1.0000 0.1362
-4.500 -0.6643 0.04180 0.03133 -0.0120 1.0000 0.1419
-4.250 -0.6492 0.04131 0.03087 -0.0096 1.0000 0.1505
-4.000 -0.6364 0.04049 0.03020 -0.0077 1.0000 0.1634
-3.750 -0.6235 0.03930 0.02922 -0.0064 1.0000 0.1867
-3.500 -0.6205 0.03561 0.02836 -0.0046 1.0000 0.4342
-3.250 -0.6311 0.04114 0.03432 0.0114 1.0000 0.6533
-3.000 -0.6314 0.04484 0.03787 0.0224 1.0000 0.6925
-2.750 -0.4331 0.06257 0.05485 0.0248 1.0000 0.8614
-2.500 -0.4083 0.06207 0.05412 0.0235 1.0000 0.8781
-2.250 -0.3841 0.06153 0.05338 0.0218 1.0000 0.8912
-2.000 -0.3596 0.06100 0.05266 0.0200 1.0000 0.9027
-1.750 -0.3479 0.06042 0.05194 0.0201 1.0000 0.9118
-1.500 -0.3396 0.05992 0.05129 0.0209 1.0000 0.9205
-1.250 -0.3175 0.05955 0.05077 0.0192 1.0000 0.9286
-1.000 -0.3114 0.05915 0.05026 0.0203 1.0000 0.9363
-0.750 -0.2856 0.05899 0.04996 0.0178 1.0000 0.9436
-0.500 -0.2714 0.05882 0.04967 0.0174 1.0000 0.9509
-0.250 -0.2487 0.05883 0.04955 0.0154 1.0000 0.9578
0.000 -0.2284 0.05893 0.04954 0.0137 1.0000 0.9648
0.250 -0.2062 0.05915 0.04966 0.0117 1.0000 0.9717
0.500 -0.1789 0.05954 0.04994 0.0086 1.0000 0.9786
0.750 -0.1540 0.06006 0.05038 0.0060 1.0000 0.9854
1.000 -0.1242 0.06071 0.05094 0.0023 1.0000 0.9921
1.250 -0.0948 0.06157 0.05171 -0.0015 1.0000 0.9986
1.500 -0.0862 0.06180 0.05190 -0.0011 1.0000 1.0000
1.750 -0.0837 0.06178 0.05183 0.0006 1.0000 1.0000
2.000 -0.0812 0.06177 0.05179 0.0023 1.0000 1.0000
2.250 -0.0789 0.06176 0.05175 0.0039 1.0000 1.0000
2.500 -0.0767 0.06177 0.05173 0.0056 1.0000 1.0000
2.750 -0.0525 0.06266 0.05259 0.0029 0.9928 1.0000
3.000 -0.0260 0.06368 0.05358 -0.0002 0.9805 1.0000
3.250 -0.0036 0.06464 0.05453 -0.0023 0.9677 1.0000
3.500 0.0157 0.06557 0.05543 -0.0037 0.9554 1.0000
3.750 0.0360 0.06694 0.05678 -0.0053 0.9446 1.0000
4.000 0.0518 0.06762 0.05744 -0.0058 0.9315 1.0000
4.250 0.0599 0.06780 0.05762 -0.0049 0.9189 1.0000
4.500 0.0707 0.06867 0.05848 -0.0045 0.9097 1.0000
4.750 0.0871 0.06976 0.05957 -0.0050 0.8981 1.0000
5.000 0.0887 0.06965 0.05946 -0.0029 0.8867 1.0000
5.250 0.1103 0.07192 0.06171 -0.0042 0.8789 1.0000
5.500 0.1079 0.07107 0.06088 -0.0014 0.8661 1.0000
5.750 0.1139 0.07177 0.06159 -0.0001 0.8579 1.0000
6.000 0.1273 0.07271 0.06255 0.0001 0.8468 1.0000
6.250 0.1282 0.07281 0.06266 0.0021 0.8373 1.0000
6.500 0.1535 0.07502 0.06489 0.0001 0.8285 1.0000
6.750 0.1563 0.07504 0.06494 0.0014 0.8181 1.0000
7.000 0.1918 0.07845 0.06840 -0.0024 0.8107 1.0000
7.250 0.1947 0.07826 0.06825 -0.0014 0.7991 1.0000
7.500 0.2210 0.08097 0.07102 -0.0041 0.7924 1.0000
7.750 0.2392 0.08229 0.07241 -0.0054 0.7805 1.0000
8.000 0.2517 0.08372 0.07391 -0.0062 0.7713 1.0000
8.250 0.2902 0.08748 0.07776 -0.0106 0.7623 1.0000
8.500 0.2957 0.08800 0.07836 -0.0104 0.7503 1.0000
8.750 0.3129 0.09017 0.08062 -0.0121 0.7411 1.0000
9.000 0.3516 0.09405 0.08463 -0.0163 0.7302 1.0000
9.250 0.3558 0.09480 0.08547 -0.0163 0.7174 1.0000
9.500 0.3708 0.09711 0.08788 -0.0179 0.7074 1.0000
9.750 0.4092 0.10132 0.09224 -0.0220 0.6958 1.0000
10.000 0.4194 0.10269 0.09372 -0.0228 0.6814 1.0000
10.250 0.4280 0.10463 0.09577 -0.0238 0.6688 1.0000
10.500 0.4455 0.10743 0.09870 -0.0257 0.6569 1.0000
10.750 0.4667 0.11040 0.10181 -0.0280 0.6431 1.0000
11.000 0.4853 0.11316 0.10472 -0.0299 0.6278 1.0000
11.250 0.5002 0.11548 0.10717 -0.0313 0.6095 1.0000
11.500 0.5444 0.11661 0.10847 -0.0328 0.5651 1.0000
11.750 0.6647 0.10627 0.09843 -0.0297 0.4653 1.0000
12.000 0.7231 0.10330 0.09574 -0.0294 0.4384 1.0000
12.250 0.7355 0.10443 0.09703 -0.0293 0.4150 1.0000
12.500 0.8143 0.09703 0.09003 -0.0271 0.3892 1.0000
12.750 0.8342 0.09617 0.08937 -0.0259 0.3607 1.0000
13.000 1.0421 0.06100 0.05382 -0.0132 0.2632 1.0000
13.250 1.0491 0.06290 0.05513 -0.0117 0.2207 1.0000
13.500 1.0623 0.06494 0.05679 -0.0108 0.1893 1.0000
13.750 1.1004 0.06579 0.05728 -0.0103 0.1625 1.0000
14.000 1.1389 0.06740 0.05886 -0.0105 0.1460 1.0000
14.250 1.1843 0.06922 0.06060 -0.0114 0.1340 1.0000
14.500 1.1924 0.07284 0.06463 -0.0114 0.1300 1.0000
14.750 1.2129 0.07602 0.06800 -0.0118 0.1252 1.0000
15.000 1.2362 0.07965 0.07170 -0.0125 0.1208 1.0000
15.250 1.2189 0.08441 0.07685 -0.0122 0.1201 1.0000
15.500 1.1968 0.08973 0.08252 -0.0124 0.1196 1.0000
15.750 1.1714 0.09570 0.08881 -0.0132 0.1196 1.0000
16.000 1.1423 0.10245 0.09585 -0.0148 0.1200 1.0000
16.250 1.1113 0.11008 0.10373 -0.0174 0.1207 1.0000
16.500 1.0802 0.11859 0.11244 -0.0209 0.1214 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 05-188 AIRFOIL (fx05188-il)