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 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5.05 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx08s176-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx08s176-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 08-S-176 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.1143   0.14202   0.13645  -0.0833   0.7492   0.0645
 -13.000  -0.1195   0.14072   0.13520  -0.0865   0.7480   0.0649
 -12.750  -0.1216   0.13875   0.13329  -0.0893   0.7467   0.0651
 -12.500  -0.0774   0.12949   0.12397  -0.0856   0.7442   0.0694
 -12.250  -0.0689   0.12663   0.12111  -0.0868   0.7426   0.0716
 -12.000  -0.0635   0.12382   0.11833  -0.0883   0.7410   0.0744
 -11.750  -0.0622   0.12139   0.11593  -0.0903   0.7395   0.0770
 -11.500  -0.0720   0.12004   0.11464  -0.0937   0.7382   0.0787
 -11.250  -0.0852   0.11862   0.11330  -0.0976   0.7370   0.0793
 -11.000  -0.0685   0.11299   0.10766  -0.0971   0.7354   0.0806
 -10.750  -0.0440   0.10914   0.10370  -0.0952   0.7337   0.0839
 -10.500  -0.0364   0.10638   0.10098  -0.0962   0.7324   0.0867
 -10.250  -0.0349   0.10369   0.09835  -0.0979   0.7313   0.0905
 -10.000  -0.0444   0.10153   0.09630  -0.1013   0.7303   0.0932
  -9.750  -0.0675   0.09941   0.09431  -0.1068   0.7295   0.0942
  -9.500  -0.0367   0.09468   0.08956  -0.1035   0.7279   0.0972
  -9.250  -0.0239   0.09231   0.08720  -0.1031   0.7264   0.1027
  -9.000  -0.0378   0.08965   0.08463  -0.1067   0.7251   0.1077
  -8.750  -0.0619   0.08643   0.08152  -0.1120   0.7239   0.1087
  -8.500  -0.0290   0.08361   0.07866  -0.1075   0.7222   0.1150
  -8.250  -0.0322   0.08087   0.07597  -0.1092   0.7210   0.1194
  -8.000  -0.0592   0.07812   0.07327  -0.1120   0.7202   0.1223
  -7.750  -0.0951   0.07731   0.07240  -0.1117   0.7196   0.1236
  -7.500  -0.0737   0.07337   0.06854  -0.1109   0.7185   0.1288
  -7.250  -0.0750   0.07169   0.06690  -0.1104   0.7176   0.1340
  -7.000  -0.1192   0.07300   0.06788  -0.1090   0.7167   0.1395
  -6.750  -0.0927   0.06821   0.06342  -0.1089   0.7149   0.1444
  -6.500  -0.0978   0.06743   0.06258  -0.1076   0.7136   0.1523
  -6.250  -0.1032   0.06578   0.06093  -0.1060   0.7129   0.1591
  -6.000  -0.1258   0.06779   0.06259  -0.1030   0.7128   0.1710
  -5.750  -0.1138   0.06447   0.05960  -0.1017   0.7116   0.1753
  -5.500  -0.4380   0.09488   0.09146  -0.0575   0.8621   0.1020
  -5.000  -0.2064   0.06947   0.06474  -0.0851   0.7213   0.1749
  -4.750  -0.1839   0.06703   0.06219  -0.0855   0.7195   0.1954
  -4.000  -0.3826   0.07838   0.07376  -0.0586   0.8125   0.1569
  -3.750  -0.3572   0.07598   0.07129  -0.0600   0.8094   0.1736
  -3.500  -0.3549   0.07423   0.06941  -0.0577   0.7978   0.1886
  -3.250  -0.3271   0.07240   0.06759  -0.0589   0.7945   0.2120
  -2.500  -0.2396   0.06246   0.05520  -0.0581   0.7716   0.0988
  -2.250  -0.2030   0.06056   0.05270  -0.0584   0.7665   0.0858
  -2.000  -0.1820   0.05986   0.05163  -0.0575   0.7601   0.0846
  -1.750  -0.1559   0.05921   0.05072  -0.0574   0.7521   0.0864
  -1.500  -0.1145   0.05920   0.05034  -0.0590   0.7494   0.0860
  -1.250  -0.1097   0.05852   0.04953  -0.0561   0.7376   0.0867
  -1.000  -0.0693   0.05906   0.04988  -0.0577   0.7345   0.0908
  -0.750  -0.0660   0.05884   0.04952  -0.0548   0.7228   0.0939
  -0.500  -0.0284   0.05907   0.04986  -0.0562   0.7197   0.1003
  -0.250  -0.0263   0.05886   0.04965  -0.0534   0.7082   0.1040
   0.000   0.0085   0.05943   0.05029  -0.0544   0.7050   0.1184
   0.250   0.0107   0.05938   0.05029  -0.0518   0.6940   0.1321
   0.500   0.0358   0.05770   0.05077  -0.0518   0.6907   0.5729
   0.750   0.1488   0.06248   0.05602  -0.0611   0.6887   1.0000
   1.000   0.1274   0.06198   0.05547  -0.0550   0.6760   1.0000
   1.250   0.1626   0.06385   0.05708  -0.0562   0.6737   1.0000
   1.500   0.1397   0.06336   0.05655  -0.0500   0.6612   1.0000
   1.750   0.1757   0.06523   0.05820  -0.0512   0.6587   1.0000
   2.000   0.1528   0.06480   0.05773  -0.0453   0.6465   1.0000
   2.250   0.1875   0.06661   0.05935  -0.0463   0.6440   1.0000
   2.500   0.1634   0.06640   0.05911  -0.0408   0.6327   1.0000
   2.750   0.1941   0.06801   0.06055  -0.0415   0.6298   1.0000
   3.000   0.1786   0.06847   0.06099  -0.0378   0.6201   1.0000
   3.250   0.2063   0.06985   0.06222  -0.0383   0.6161   1.0000
   3.500   0.2462   0.07214   0.06436  -0.0401   0.6141   1.0000
   3.750   0.2229   0.07219   0.06442  -0.0365   0.6033   1.0000
   4.000   0.2545   0.07396   0.06606  -0.0376   0.6005   1.0000
   4.250   0.2923   0.07649   0.06848  -0.0394   0.5991   1.0000
   4.500   0.2621   0.07651   0.06853  -0.0357   0.5891   1.0000
   4.750   0.2922   0.07825   0.07017  -0.0368   0.5860   1.0000
   5.000   0.3314   0.08082   0.07265  -0.0387   0.5844   1.0000
   5.250   0.3019   0.08117   0.07304  -0.0356   0.5757   1.0000
   5.500   0.3252   0.08283   0.07464  -0.0363   0.5724   1.0000
   5.750   0.3549   0.08495   0.07670  -0.0375   0.5705   1.0000
   6.000   0.3885   0.08778   0.07947  -0.0391   0.5693   1.0000
   6.250   0.3581   0.08786   0.07959  -0.0363   0.5603   1.0000
   6.500   0.3815   0.08967   0.08137  -0.0370   0.5574   1.0000
   6.750   0.4107   0.09195   0.08362  -0.0382   0.5556   1.0000
   7.000   0.4422   0.09492   0.08656  -0.0398   0.5546   1.0000
   7.250   0.4114   0.09506   0.08675  -0.0373   0.5463   1.0000
   7.500   0.4339   0.09690   0.08858  -0.0381   0.5431   1.0000
   7.750   0.4619   0.09926   0.09093  -0.0392   0.5413   1.0000
   8.000   0.4839   0.10210   0.09378  -0.0402   0.5398   1.0000
   8.250   0.4649   0.10260   0.09432  -0.0388   0.5317   1.0000
   8.500   0.4872   0.10456   0.09630  -0.0396   0.5286   1.0000
   8.750   0.5176   0.10716   0.09890  -0.0408   0.5267   1.0000
   9.000   0.5041   0.10872   0.10051  -0.0401   0.5215   1.0000
   9.250   0.5194   0.11047   0.10229  -0.0406   0.5163   1.0000
   9.500   0.5464   0.11271   0.10457  -0.0417   0.5135   1.0000
   9.750   0.5823   0.11610   0.10799  -0.0433   0.5119   1.0000
  10.000   0.5547   0.11672   0.10867  -0.0422   0.5039   1.0000
  10.250   0.5785   0.11883   0.11082  -0.0430   0.5002   1.0000
  10.500   0.6137   0.12203   0.11409  -0.0445   0.4983   1.0000
  10.750   0.5917   0.12313   0.11525  -0.0439   0.4902   1.0000
  11.000   0.6147   0.12529   0.11747  -0.0448   0.4864   1.0000
  11.250   0.6497   0.12859   0.12083  -0.0462   0.4844   1.0000
  11.500   0.6292   0.12971   0.12201  -0.0460   0.4755   1.0000
  11.750   0.6542   0.13206   0.12445  -0.0469   0.4720   1.0000
  12.000   0.6544   0.13468   0.12714  -0.0476   0.4675   1.0000
  12.250   0.6676   0.13647   0.12901  -0.0483   0.4601   1.0000
  12.500   0.6972   0.13923   0.13187  -0.0493   0.4573   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)