Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

WORTMANN FX 057-816 (fx057816-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 057-816 (fx057816-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.98 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx057816-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-fx057816-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 057-816                             
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.1568   0.13298   0.12673  -0.0815   0.8646   0.1980
 -12.000  -0.1339   0.12812   0.12183  -0.0822   0.8631   0.2070
 -11.750  -0.1497   0.12849   0.12228  -0.0857   0.8628   0.2151
 -11.500  -0.1225   0.12349   0.11722  -0.0859   0.8616   0.2293
 -11.250  -0.1075   0.11992   0.11365  -0.0869   0.8607   0.2404
 -11.000  -0.1128   0.11849   0.11227  -0.0892   0.8603   0.2503
 -10.750  -0.1076   0.11668   0.11046  -0.0905   0.8597   0.2644
 -10.500  -0.0865   0.11276   0.10650  -0.0909   0.8586   0.2787
 -10.250  -0.0746   0.10998   0.10372  -0.0918   0.8578   0.2940
 -10.000  -0.0648   0.10750   0.10125  -0.0927   0.8571   0.3098
  -9.750  -0.0563   0.10520   0.09896  -0.0933   0.8563   0.3267
  -9.500  -0.0483   0.10295   0.09673  -0.0939   0.8559   0.3421
  -9.250  -0.0402   0.10077   0.09456  -0.0945   0.8556   0.3597
  -9.000  -0.0327   0.09889   0.09269  -0.0947   0.8558   0.3793
  -8.750  -0.0297   0.09747   0.09130  -0.0944   0.8561   0.3991
  -8.500  -0.0323   0.09659   0.09046  -0.0936   0.8568   0.4185
  -8.250  -0.0340   0.09566   0.08956  -0.0923   0.8573   0.4366
  -8.000  -0.0383   0.09492   0.08887  -0.0903   0.8580   0.4545
  -7.500  -0.0472   0.09382   0.08787  -0.0836   0.8607   0.4881
  -7.250  -0.2327   0.10715   0.10181  -0.0542   0.8848   0.4377
  -7.000  -0.5106   0.12245   0.11795  -0.0024   1.0000   0.3215
  -6.750  -0.5434   0.12162   0.11720   0.0003   1.0000   0.3324
  -6.500  -0.5455   0.11914   0.11474   0.0030   1.0000   0.3493
  -6.250  -0.5533   0.11691   0.11254   0.0061   1.0000   0.3666
  -3.500  -0.5539   0.06227   0.05492  -0.0243   1.0000   0.1992
  -3.250  -0.5348   0.05896   0.05151  -0.0243   1.0000   0.1932
  -3.000  -0.5061   0.05568   0.04731  -0.0257   1.0000   0.1811
  -2.750  -0.4833   0.05359   0.04479  -0.0259   1.0000   0.1806
  -2.500  -0.4600   0.05177   0.04253  -0.0260   1.0000   0.1795
  -2.250  -0.4363   0.05051   0.04077  -0.0260   1.0000   0.1816
  -2.000  -0.4130   0.04952   0.03933  -0.0259   1.0000   0.1829
  -1.750  -0.3919   0.04844   0.03821  -0.0256   1.0000   0.1869
  -1.500  -0.3701   0.04789   0.03746  -0.0253   1.0000   0.1918
  -1.250  -0.3479   0.04751   0.03682  -0.0249   1.0000   0.1949
  -1.000  -0.3262   0.04734   0.03643  -0.0245   1.0000   0.2003
  -0.750  -0.3058   0.04726   0.03635  -0.0237   1.0000   0.2062
  -0.500  -0.2851   0.04742   0.03637  -0.0228   1.0000   0.2114
  -0.250  -0.2644   0.04767   0.03657  -0.0221   1.0000   0.2198
   0.000  -0.2440   0.04802   0.03686  -0.0215   1.0000   0.2294
   0.250  -0.2237   0.04836   0.03723  -0.0210   1.0000   0.2396
   0.500  -0.2031   0.04875   0.03768  -0.0207   1.0000   0.2550
   0.750  -0.1806   0.04917   0.03837  -0.0210   0.9995   0.2898
   1.000  -0.1736   0.04826   0.03999  -0.0156   0.9990   0.7678
   1.750  -0.0656   0.05350   0.04420  -0.0226   0.9636   1.0000
   2.000  -0.0300   0.05615   0.04652  -0.0256   0.9552   1.0000
   2.250  -0.0053   0.05718   0.04732  -0.0267   0.9418   1.0000
   2.750   0.0435   0.06008   0.04982  -0.0287   0.9199   1.0000
   3.000   0.0737   0.06211   0.05168  -0.0307   0.9093   1.0000
   3.250   0.0922   0.06296   0.05240  -0.0307   0.8968   1.0000
   3.500   0.1152   0.06459   0.05389  -0.0316   0.8872   1.0000
   3.750   0.1446   0.06671   0.05588  -0.0334   0.8771   1.0000
   4.000   0.1605   0.06752   0.05662  -0.0331   0.8647   1.0000
   4.250   0.1951   0.07080   0.05976  -0.0359   0.8585   1.0000
   4.500   0.2101   0.07127   0.06019  -0.0353   0.8446   1.0000
   4.750   0.2248   0.07226   0.06113  -0.0349   0.8327   1.0000
   5.000   0.2619   0.07586   0.06465  -0.0380   0.8257   1.0000
   5.250   0.2724   0.07612   0.06489  -0.0369   0.8117   1.0000
   5.500   0.2868   0.07732   0.06608  -0.0366   0.7996   1.0000
   5.750   0.3244   0.08115   0.06987  -0.0397   0.7923   1.0000
   6.000   0.3334   0.08152   0.07025  -0.0385   0.7781   1.0000
   6.250   0.3456   0.08275   0.07148  -0.0380   0.7657   1.0000
   6.500   0.3747   0.08598   0.07471  -0.0400   0.7578   1.0000
   6.750   0.3917   0.08747   0.07623  -0.0401   0.7444   1.0000
   7.000   0.4010   0.08867   0.07746  -0.0395   0.7315   1.0000
   7.250   0.4169   0.09082   0.07963  -0.0398   0.7211   1.0000
   7.500   0.4471   0.09409   0.08294  -0.0417   0.7111   1.0000
   7.750   0.4528   0.09517   0.08408  -0.0409   0.6979   1.0000
   8.000   0.4632   0.09713   0.08608  -0.0409   0.6870   1.0000
   8.250   0.4975   0.10120   0.09022  -0.0432   0.6788   1.0000
   8.500   0.4981   0.10200   0.09108  -0.0422   0.6660   1.0000
   8.750   0.5059   0.10408   0.09321  -0.0422   0.6566   1.0000
   9.000   0.5357   0.10781   0.09703  -0.0440   0.6481   1.0000
   9.250   0.5335   0.10882   0.09811  -0.0432   0.6373   1.0000
   9.750   0.5593   0.11382   0.10325  -0.0443   0.6209   1.0000
  10.000   0.5849   0.11799   0.10754  -0.0460   0.6156   1.0000
  10.250   0.5817   0.11878   0.10840  -0.0454   0.6058   1.0000
  10.500   0.6170   0.12402   0.11375  -0.0478   0.6006   1.0000
  10.750   0.6025   0.12383   0.11364  -0.0466   0.5917   1.0000
  11.000   0.6327   0.12830   0.11825  -0.0485   0.5855   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 057-816 (fx057816-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 057-816 (fx057816-il)