WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.23 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx08s176-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx08s176-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.0935 0.14794 0.14211 -0.0882 0.9122 0.1329
-13.500 -0.0907 0.14641 0.14057 -0.0917 0.9070 0.1380
-13.250 -0.1024 0.14722 0.14140 -0.0962 0.9029 0.1396
-13.000 -0.0611 0.13850 0.13256 -0.0963 0.8972 0.1485
-12.750 -0.0657 0.13789 0.13197 -0.0993 0.8931 0.1541
-12.500 -0.0466 0.13289 0.12694 -0.1005 0.8885 0.1597
-12.250 -0.0388 0.13054 0.12455 -0.1026 0.8848 0.1677
-12.000 -0.0583 0.13158 0.12568 -0.1061 0.8819 0.1707
-11.750 -0.0211 0.12459 0.11860 -0.1054 0.8777 0.1803
-11.500 -0.0367 0.12493 0.11901 -0.1084 0.8752 0.1859
-11.250 -0.0069 0.11927 0.11329 -0.1083 0.8721 0.1954
-11.000 -0.0248 0.11971 0.11380 -0.1112 0.8700 0.2016
-10.750 0.0033 0.11464 0.10868 -0.1108 0.8670 0.2134
-10.500 0.0048 0.11247 0.10656 -0.1117 0.8643 0.2209
-10.250 -0.0053 0.11210 0.10627 -0.1128 0.8617 0.2322
-10.000 0.0111 0.10888 0.10303 -0.1126 0.8588 0.2461
-9.750 0.0167 0.10678 0.10095 -0.1127 0.8566 0.2614
-9.500 0.0213 0.10481 0.09900 -0.1130 0.8548 0.2772
-9.250 0.0221 0.10331 0.09754 -0.1129 0.8533 0.2934
-9.000 0.0217 0.10207 0.09634 -0.1118 0.8516 0.3090
-8.750 0.0229 0.10086 0.09518 -0.1102 0.8497 0.3242
-8.500 0.0168 0.10029 0.09468 -0.1078 0.8479 0.3400
-8.250 0.0109 0.09987 0.09432 -0.1049 0.8462 0.3554
-8.000 -0.0001 0.09999 0.09452 -0.1009 0.8453 0.3708
-7.750 -0.0465 0.10319 0.09790 -0.0929 0.8466 0.3717
-7.500 -0.1227 0.10851 0.10348 -0.0804 0.8502 0.3566
-7.250 -0.4876 0.13641 0.13248 -0.0121 1.0000 0.2130
-7.000 -0.4670 0.13220 0.12824 -0.0195 0.9861 0.2298
-6.750 -0.3530 0.12012 0.11580 -0.0473 0.8936 0.2949
-6.500 -0.3531 0.11948 0.11521 -0.0403 0.9101 0.3071
-5.750 -0.6119 0.12222 0.11860 -0.0046 1.0000 0.2487
-5.500 -0.6169 0.11947 0.11586 -0.0023 1.0000 0.2630
-5.250 -0.6165 0.11663 0.11306 0.0005 1.0000 0.2777
-5.000 -0.6239 0.11378 0.11022 0.0027 1.0000 0.2932
-3.500 -0.2819 0.10652 0.10264 0.0172 1.0000 0.8532
-2.750 -0.3429 0.10098 0.09724 0.0280 1.0000 0.8178
-2.500 -0.4165 0.09819 0.09459 0.0372 1.0000 0.7588
-2.250 -0.4830 0.09459 0.09113 0.0446 1.0000 0.7148
-2.000 -0.5528 0.09081 0.08749 0.0520 0.9953 0.6837
-1.750 -0.4014 0.06580 0.05756 -0.0324 0.9756 0.1544
-1.500 -0.3696 0.06420 0.05566 -0.0341 0.9676 0.1481
-1.250 -0.3255 0.06417 0.05468 -0.0366 0.9596 0.1390
-1.000 -0.2957 0.06335 0.05352 -0.0376 0.9481 0.1385
-0.750 -0.2666 0.06302 0.05296 -0.0387 0.9387 0.1422
-0.500 -0.2292 0.06365 0.05336 -0.0408 0.9302 0.1459
-0.250 -0.2039 0.06351 0.05300 -0.0407 0.9177 0.1490
0.000 -0.1782 0.06397 0.05320 -0.0404 0.9065 0.1553
0.250 -0.1431 0.06549 0.05466 -0.0417 0.8996 0.1710
0.500 -0.1243 0.06529 0.05448 -0.0406 0.8869 0.1842
0.750 -0.1043 0.06535 0.05469 -0.0401 0.8759 0.2135
1.000 -0.0589 0.06495 0.05722 -0.0388 0.8708 1.0000
1.250 -0.0442 0.06572 0.05748 -0.0375 0.8577 1.0000
1.500 -0.0288 0.06674 0.05813 -0.0367 0.8451 1.0000
1.750 -0.0095 0.06822 0.05926 -0.0366 0.8350 1.0000
2.000 0.0172 0.07024 0.06094 -0.0377 0.8244 1.0000
2.250 0.0273 0.07076 0.06126 -0.0363 0.8119 1.0000
2.500 0.0407 0.07186 0.06216 -0.0355 0.8015 1.0000
2.750 0.0726 0.07460 0.06460 -0.0375 0.7939 1.0000
3.000 0.0806 0.07498 0.06484 -0.0360 0.7816 1.0000
3.250 0.0931 0.07613 0.06583 -0.0353 0.7725 1.0000
3.500 0.1211 0.07850 0.06798 -0.0368 0.7649 1.0000
3.750 0.1272 0.07906 0.06844 -0.0353 0.7549 1.0000
4.000 0.1599 0.08214 0.07133 -0.0375 0.7491 1.0000
4.250 0.1624 0.08224 0.07135 -0.0356 0.7384 1.0000
4.500 0.1972 0.08577 0.07470 -0.0381 0.7337 1.0000
4.750 0.1956 0.08544 0.07432 -0.0358 0.7232 1.0000
5.000 0.2281 0.08883 0.07757 -0.0380 0.7190 1.0000
5.250 0.2259 0.08863 0.07734 -0.0358 0.7093 1.0000
5.500 0.2565 0.09172 0.08031 -0.0377 0.7044 1.0000
5.750 0.2563 0.09196 0.08051 -0.0360 0.6960 1.0000
6.000 0.2827 0.09456 0.08303 -0.0374 0.6903 1.0000
6.250 0.2900 0.09585 0.08429 -0.0368 0.6850 1.0000
6.500 0.3053 0.09741 0.08580 -0.0369 0.6776 1.0000
6.750 0.3361 0.10091 0.08924 -0.0389 0.6739 1.0000
7.000 0.3318 0.10083 0.08916 -0.0371 0.6660 1.0000
7.250 0.3553 0.10335 0.09165 -0.0383 0.6607 1.0000
7.500 0.3757 0.10627 0.09454 -0.0393 0.6576 1.0000
7.750 0.3758 0.10646 0.09476 -0.0381 0.6495 1.0000
8.000 0.4021 0.10949 0.09777 -0.0396 0.6450 1.0000
8.250 0.4066 0.11080 0.09909 -0.0391 0.6404 1.0000
8.500 0.4190 0.11238 0.10069 -0.0392 0.6336 1.0000
8.750 0.4460 0.11576 0.10409 -0.0409 0.6298 1.0000
9.000 0.4455 0.11655 0.10492 -0.0401 0.6245 1.0000
9.250 0.4606 0.11852 0.10692 -0.0406 0.6182 1.0000
9.500 0.4882 0.12227 0.11070 -0.0423 0.6147 1.0000
9.750 0.4840 0.12266 0.11114 -0.0414 0.6089 1.0000
10.000 0.5003 0.12487 0.11341 -0.0421 0.6030 1.0000
10.250 0.5288 0.12906 0.11765 -0.0440 0.5996 1.0000
10.500 0.5217 0.12909 0.11774 -0.0431 0.5936 1.0000
10.750 0.5387 0.13149 0.12021 -0.0439 0.5878 1.0000
11.000 0.5670 0.13599 0.12481 -0.0458 0.5846 1.0000
11.250 0.5583 0.13577 0.12466 -0.0450 0.5785 1.0000
11.500 0.5756 0.13836 0.12733 -0.0460 0.5726 1.0000
11.750 0.6049 0.14339 0.13247 -0.0480 0.5695 1.0000
12.000 0.5934 0.14266 0.13180 -0.0472 0.5631 1.0000
12.250 0.6119 0.14555 0.13481 -0.0483 0.5573 1.0000
12.500 0.6352 0.15017 0.13954 -0.0500 0.5543 1.0000
12.750 0.6277 0.14975 0.13920 -0.0497 0.5473 1.0000
13.000 0.6485 0.15318 0.14276 -0.0511 0.5420 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)