WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.07 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx05h126-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx05h126-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3907 0.13935 0.13487 -0.0019 0.7613 0.0669
-11.000 -0.3959 0.13803 0.13360 -0.0071 0.7603 0.0676
-10.750 -0.3993 0.13614 0.13176 -0.0120 0.7594 0.0679
-10.500 -0.3737 0.12797 0.12354 -0.0100 0.7578 0.0695
-10.250 -0.3558 0.12372 0.11925 -0.0096 0.7563 0.0718
-10.000 -0.3463 0.12050 0.11602 -0.0109 0.7550 0.0746
-9.750 -0.3410 0.11752 0.11304 -0.0130 0.7537 0.0778
-9.500 -0.3439 0.11528 0.11082 -0.0172 0.7527 0.0809
-9.250 -0.3543 0.11366 0.10928 -0.0244 0.7518 0.0820
-9.000 -0.3631 0.11112 0.10682 -0.0322 0.7509 0.0824
-8.750 -0.3182 0.10377 0.09940 -0.0248 0.7495 0.0862
-8.500 -0.3066 0.10054 0.09618 -0.0268 0.7485 0.0892
-8.250 -0.3007 0.09738 0.09305 -0.0303 0.7476 0.0928
-8.000 -0.3071 0.09451 0.09025 -0.0377 0.7469 0.0960
-7.750 -0.3272 0.09248 0.08818 -0.0476 0.7465 0.0971
-7.500 -0.3064 0.08704 0.08282 -0.0459 0.7453 0.0993
-7.250 -0.2871 0.08416 0.07994 -0.0446 0.7438 0.1030
-7.000 -0.2814 0.08118 0.07694 -0.0481 0.7427 0.1076
-6.750 -0.2944 0.07857 0.07401 -0.0581 0.7423 0.1129
-6.500 -0.2701 0.07431 0.06995 -0.0559 0.7414 0.1160
-6.250 -0.2560 0.07181 0.06742 -0.0574 0.7409 0.1222
-6.000 -0.2493 0.06860 0.06403 -0.0615 0.7407 0.1303
-5.750 -0.2412 0.06812 0.06312 -0.0645 0.7404 0.1435
-5.500 -0.2214 0.06380 0.05912 -0.0631 0.7393 0.1486
-5.250 -0.2110 0.06167 0.05678 -0.0643 0.7384 0.1616
-5.000 -0.1979 0.05999 0.05493 -0.0651 0.7380 0.1763
-4.750 -0.1822 0.05811 0.05298 -0.0661 0.7383 0.1922
-4.500 -0.1667 0.05623 0.05110 -0.0667 0.7386 0.2087
-4.250 -0.1527 0.05451 0.04940 -0.0660 0.7381 0.2266
-3.000 -0.0711 0.04581 0.03799 -0.0655 0.7538 0.0965
-1.250 -0.0954 0.04522 0.03630 -0.0433 0.8315 0.0817
-1.000 -0.0553 0.04525 0.03608 -0.0452 0.8272 0.0814
-0.750 -0.0392 0.04471 0.03538 -0.0433 0.8147 0.0828
-0.500 -0.0206 0.04428 0.03498 -0.0423 0.8054 0.0863
-0.250 0.0124 0.04458 0.03526 -0.0432 0.7989 0.0909
0.000 0.0274 0.04451 0.03516 -0.0414 0.7876 0.0945
0.250 0.0615 0.04516 0.03585 -0.0423 0.7832 0.1020
0.500 0.0706 0.04504 0.03571 -0.0398 0.7717 0.1133
0.750 0.1908 0.04439 0.03757 -0.0597 0.7699 1.0000
1.000 0.2021 0.04512 0.03812 -0.0578 0.7587 1.0000
1.250 0.2370 0.04675 0.03954 -0.0592 0.7537 1.0000
1.500 0.2411 0.04720 0.03987 -0.0564 0.7423 1.0000
1.750 0.2788 0.04913 0.04163 -0.0583 0.7383 1.0000
2.000 0.2812 0.04941 0.04181 -0.0553 0.7261 1.0000
2.250 0.2941 0.05056 0.04286 -0.0540 0.7186 1.0000
2.500 0.3182 0.05168 0.04388 -0.0539 0.7106 1.0000
2.750 0.3267 0.05265 0.04477 -0.0522 0.7013 1.0000
3.000 0.3548 0.05402 0.04606 -0.0526 0.6952 1.0000
3.250 0.3603 0.05500 0.04698 -0.0508 0.6864 1.0000
3.500 0.3890 0.05640 0.04831 -0.0512 0.6801 1.0000
3.750 0.3936 0.05743 0.04930 -0.0494 0.6711 1.0000
4.000 0.4213 0.05885 0.05068 -0.0498 0.6651 1.0000
4.250 0.4263 0.05997 0.05177 -0.0482 0.6563 1.0000
4.500 0.4536 0.06138 0.05315 -0.0485 0.6500 1.0000
4.750 0.4587 0.06267 0.05442 -0.0471 0.6421 1.0000
5.000 0.4855 0.06402 0.05575 -0.0473 0.6349 1.0000
5.250 0.4918 0.06552 0.05726 -0.0462 0.6282 1.0000
5.500 0.5151 0.06675 0.05848 -0.0461 0.6199 1.0000
5.750 0.5216 0.06829 0.06003 -0.0450 0.6125 1.0000
6.000 0.5483 0.06956 0.06132 -0.0451 0.6043 1.0000
6.250 0.5509 0.07103 0.06280 -0.0439 0.5954 1.0000
6.750 0.6327 0.07049 0.06230 -0.0428 0.5580 1.0000
7.000 0.6744 0.06962 0.06148 -0.0420 0.5424 1.0000
7.250 0.6803 0.07041 0.06230 -0.0406 0.5297 1.0000
7.500 0.6946 0.07103 0.06296 -0.0395 0.5175 1.0000
7.750 0.7144 0.07151 0.06349 -0.0387 0.5069 1.0000
8.000 0.7561 0.07081 0.06290 -0.0382 0.5005 1.0000
8.250 0.7601 0.07227 0.06442 -0.0373 0.4894 1.0000
8.500 0.7987 0.07174 0.06399 -0.0368 0.4844 1.0000
8.750 0.8082 0.07280 0.06516 -0.0359 0.4738 1.0000
9.000 0.8194 0.07377 0.06621 -0.0351 0.4629 1.0000
9.250 0.8767 0.07038 0.06298 -0.0338 0.4582 1.0000
9.500 0.8952 0.06986 0.06256 -0.0324 0.4458 1.0000
9.750 0.9187 0.06874 0.06158 -0.0309 0.4340 1.0000
10.000 0.9799 0.06355 0.05661 -0.0290 0.4305 1.0000
10.250 0.9943 0.06347 0.05668 -0.0277 0.4184 1.0000
10.500 1.0544 0.05787 0.05136 -0.0257 0.4157 1.0000
10.750 1.0740 0.05685 0.05050 -0.0243 0.4034 1.0000
11.000 1.1043 0.05434 0.04822 -0.0225 0.3911 1.0000
11.250 1.1559 0.04915 0.04327 -0.0205 0.3744 1.0000
11.500 1.1792 0.04745 0.04157 -0.0185 0.3343 1.0000
11.750 1.1865 0.04732 0.04084 -0.0158 0.2636 1.0000
12.000 1.1786 0.04961 0.04250 -0.0137 0.2162 1.0000
12.250 1.1775 0.05163 0.04408 -0.0119 0.1866 1.0000
12.500 1.1848 0.05305 0.04527 -0.0103 0.1665 1.0000
12.750 1.1955 0.05428 0.04636 -0.0089 0.1508 1.0000
13.000 1.2056 0.05569 0.04769 -0.0077 0.1377 1.0000
13.250 1.2119 0.05754 0.04947 -0.0069 0.1261 1.0000
13.500 1.2158 0.05963 0.05148 -0.0063 0.1150 1.0000
13.750 1.2159 0.06226 0.05420 -0.0061 0.1057 1.0000
14.000 1.2196 0.06457 0.05656 -0.0055 0.0960 1.0000
14.250 1.2256 0.06669 0.05865 -0.0047 0.0858 1.0000
14.500 1.2338 0.06872 0.06060 -0.0036 0.0754 1.0000
14.750 1.2442 0.07087 0.06266 -0.0022 0.0647 1.0000
15.000 1.2403 0.07431 0.06640 -0.0022 0.0599 1.0000
15.250 1.2552 0.07620 0.06818 -0.0010 0.0535 1.0000
15.500 1.2516 0.07991 0.07224 -0.0010 0.0509 1.0000
15.750 1.2526 0.08329 0.07586 -0.0008 0.0485 1.0000
16.000 1.2538 0.08664 0.07938 -0.0007 0.0468 1.0000
16.250 1.2686 0.08942 0.08211 0.0002 0.0441 1.0000
16.500 1.2552 0.09435 0.08733 -0.0007 0.0437 1.0000
16.750 1.2387 0.09969 0.09297 -0.0021 0.0433 1.0000
17.000 1.2213 0.10553 0.09909 -0.0040 0.0431 1.0000
17.250 1.2003 0.11209 0.10593 -0.0065 0.0429 1.0000
17.500 1.1829 0.11865 0.11271 -0.0092 0.0431 1.0000
17.750 1.1601 0.12631 0.12060 -0.0129 0.0432 1.0000
18.000 1.1366 0.13467 0.12916 -0.0172 0.0434 1.0000
18.250 1.1129 0.14366 0.13832 -0.0223 0.0437 1.0000
18.500 0.9799 0.18991 0.18477 -0.0504 0.0557 1.0000
18.750 0.9870 0.19288 0.18776 -0.0512 0.0548 1.0000
19.000 0.9673 0.21020 0.20491 -0.0592 0.0647 1.0000
19.250 0.7104 0.20601 0.20133 -0.0509 0.1151 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 05-H-126 AIRFOIL (fx05h126-il)