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=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
<< 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)