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=5


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 08-S-176 AIRFOIL (fx08s176-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.18 at α=-1.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx08s176-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-fx08s176-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.1233   0.14303   0.13546  -0.0726   0.7275   0.0879
 -12.750  -0.1271   0.14148   0.13396  -0.0756   0.7259   0.0900
 -12.500  -0.1315   0.13972   0.13223  -0.0786   0.7242   0.0907
 -12.250  -0.1048   0.13358   0.12604  -0.0776   0.7218   0.0941
 -12.000  -0.0944   0.13040   0.12288  -0.0787   0.7195   0.0991
 -11.750  -0.0941   0.12815   0.12068  -0.0810   0.7176   0.1033
 -11.500  -0.1063   0.12687   0.11951  -0.0847   0.7160   0.1052
 -11.250  -0.0858   0.12178   0.11440  -0.0844   0.7139   0.1076
 -11.000  -0.0730   0.11839   0.11100  -0.0850   0.7121   0.1109
 -10.750  -0.0676   0.11545   0.10807  -0.0864   0.7106   0.1143
 -10.500  -0.0802   0.11376   0.10648  -0.0899   0.7094   0.1193
 -10.250  -0.0835   0.11069   0.10348  -0.0922   0.7081   0.1205
 -10.000  -0.0619   0.10653   0.09926  -0.0915   0.7062   0.1229
  -9.750  -0.0541   0.10340   0.09618  -0.0924   0.7042   0.1251
  -9.500  -0.0502   0.10049   0.09331  -0.0936   0.7023   0.1275
  -9.250  -0.0742   0.09042   0.08329  -0.1040   0.7013   0.0613
  -9.000  -0.0743   0.08675   0.07965  -0.1059   0.6993   0.0610
  -8.750  -0.0749   0.08326   0.07619  -0.1074   0.6975   0.0604
  -8.500  -0.0801   0.07990   0.07282  -0.1087   0.6958   0.0600
  -8.250  -0.0887   0.07711   0.07002  -0.1089   0.6943   0.0596
  -8.000  -0.0989   0.07455   0.06737  -0.1085   0.6930   0.0594
  -7.750  -0.1063   0.07204   0.06483  -0.1080   0.6913   0.0590
  -7.500  -0.1130   0.06964   0.06236  -0.1072   0.6893   0.0586
  -7.250  -0.1183   0.06725   0.05986  -0.1060   0.6872   0.0584
  -7.000  -0.1209   0.06491   0.05736  -0.1046   0.6850   0.0578
  -6.750  -0.1216   0.06257   0.05482  -0.1030   0.6829   0.0572
  -6.500  -0.1200   0.06020   0.05218  -0.1013   0.6810   0.0569
  -6.250  -0.1153   0.05791   0.04958  -0.0995   0.6793   0.0566
  -6.000  -0.1080   0.05569   0.04699  -0.0978   0.6779   0.0567
  -5.750  -0.1053   0.05448   0.04553  -0.0957   0.6755   0.0578
  -5.500  -0.1009   0.05335   0.04407  -0.0934   0.6728   0.0595
  -5.250  -0.0929   0.05217   0.04246  -0.0913   0.6701   0.0610
  -5.000  -0.0804   0.05087   0.04072  -0.0894   0.6677   0.0618
  -4.750  -0.0640   0.04934   0.03886  -0.0881   0.6657   0.0624
  -4.500  -0.0448   0.04786   0.03713  -0.0873   0.6641   0.0635
  -4.250  -0.0296   0.04710   0.03618  -0.0860   0.6622   0.0648
  -4.000  -0.0286   0.04740   0.03642  -0.0833   0.6584   0.0660
  -3.750  -0.0180   0.04728   0.03614  -0.0815   0.6553   0.0689
  -3.500  -0.0003   0.04694   0.03554  -0.0803   0.6528   0.0731
  -3.250   0.0223   0.04654   0.03482  -0.0794   0.6509   0.0762
  -3.000   0.0503   0.04574   0.03399  -0.0791   0.6494   0.0797
  -2.750   0.0512   0.04653   0.03475  -0.0763   0.6456   0.0819
  -2.500   0.0512   0.04732   0.03550  -0.0733   0.6415   0.0844
  -2.250   0.0643   0.04758   0.03558  -0.0715   0.6387   0.0894
  -2.000   0.0823   0.04746   0.03547  -0.0703   0.6365   0.0988
  -1.750   0.1044   0.04717   0.03509  -0.0695   0.6346   0.1125
  -1.500   0.0809   0.04886   0.03679  -0.0642   0.6289   0.1134
  -1.250   0.4107   0.04476   0.03463  -0.1040   0.6341   1.0000
  -1.000   0.3641   0.04759   0.03765  -0.0961   0.6272   1.0000
  -0.750   0.3604   0.04858   0.03851  -0.0925   0.6236   1.0000
  -0.500   0.3711   0.04908   0.03879  -0.0904   0.6210   1.0000
  -0.250   0.3302   0.05104   0.04083  -0.0825   0.6149   1.0000
   0.000   0.3121   0.05219   0.04193  -0.0770   0.6099   1.0000
   0.250   0.3235   0.05265   0.04217  -0.0750   0.6069   1.0000
   0.500   0.3454   0.05294   0.04223  -0.0741   0.6048   1.0000
   0.750   0.2921   0.05489   0.04429  -0.0650   0.5961   1.0000
   1.000   0.3046   0.05533   0.04455  -0.0631   0.5926   1.0000
   1.250   0.3255   0.05566   0.04468  -0.0621   0.5904   1.0000
   1.500   0.2895   0.05720   0.04625  -0.0553   0.5820   1.0000
   1.750   0.3016   0.05770   0.04659  -0.0534   0.5783   1.0000
   2.000   0.3225   0.05805   0.04675  -0.0524   0.5758   1.0000
   2.250   0.2955   0.05949   0.04818  -0.0469   0.5677   1.0000
   2.500   0.3087   0.06003   0.04858  -0.0453   0.5638   1.0000
   2.750   0.3312   0.06044   0.04882  -0.0445   0.5612   1.0000
   3.000   0.3141   0.06198   0.05034  -0.0408   0.5532   1.0000
   3.250   0.3307   0.06268   0.05091  -0.0400   0.5493   1.0000
   3.500   0.3554   0.06322   0.05130  -0.0397   0.5468   1.0000
   3.750   0.3452   0.06497   0.05304  -0.0374   0.5390   1.0000
   4.000   0.3636   0.06581   0.05378  -0.0370   0.5351   1.0000
   4.250   0.3898   0.06641   0.05425  -0.0371   0.5325   1.0000
   4.500   0.3825   0.06834   0.05618  -0.0355   0.5247   1.0000
   4.750   0.4007   0.06938   0.05715  -0.0353   0.5212   1.0000
   5.000   0.4258   0.07016   0.05784  -0.0355   0.5187   1.0000
   5.250   0.4206   0.07225   0.05994  -0.0344   0.5114   1.0000
   5.500   0.4391   0.07333   0.06096  -0.0344   0.5075   1.0000
   5.750   0.4644   0.07414   0.06170  -0.0347   0.5050   1.0000
   6.000   0.4597   0.07647   0.06405  -0.0338   0.4984   1.0000
   6.250   0.4747   0.07788   0.06546  -0.0338   0.4947   1.0000
   6.500   0.4974   0.07892   0.06646  -0.0341   0.4921   1.0000
   7.000   0.5112   0.08261   0.07017  -0.0337   0.4821   1.0000
   7.250   0.5310   0.08390   0.07147  -0.0339   0.4793   1.0000
   7.500   0.5543   0.08508   0.07264  -0.0344   0.4774   1.0000
   7.750   0.5455   0.08793   0.07555  -0.0338   0.4712   1.0000
   8.000   0.5609   0.08945   0.07709  -0.0340   0.4674   1.0000
   8.250   0.5826   0.09070   0.07837  -0.0344   0.4649   1.0000
   8.500   0.5888   0.09289   0.08062  -0.0345   0.4611   1.0000
   8.750   0.5919   0.09519   0.08298  -0.0344   0.4564   1.0000
   9.000   0.6085   0.09675   0.08458  -0.0348   0.4531   1.0000
   9.250   0.6317   0.09798   0.08586  -0.0353   0.4506   1.0000
   9.500   0.6296   0.10070   0.08865  -0.0352   0.4457   1.0000
   9.750   0.6388   0.10271   0.09076  -0.0355   0.4414   1.0000
  10.000   0.6580   0.10417   0.09229  -0.0359   0.4382   1.0000
  10.250   0.6830   0.10535   0.09354  -0.0364   0.4360   1.0000
  10.500   0.6727   0.10856   0.09684  -0.0364   0.4293   1.0000
  10.750   0.6893   0.11013   0.09853  -0.0368   0.4253   1.0000
  11.000   0.7135   0.11130   0.09980  -0.0373   0.4226   1.0000
  11.250   0.7082   0.11429   0.10289  -0.0376   0.4160   1.0000
  11.500   0.7232   0.11599   0.10469  -0.0380   0.4117   1.0000
  11.750   0.7466   0.11722   0.10604  -0.0385   0.4088   1.0000
  12.000   0.7426   0.12020   0.10913  -0.0389   0.4019   1.0000
  12.250   0.7574   0.12196   0.11105  -0.0394   0.3975   1.0000
  12.500   0.7813   0.12315   0.11238  -0.0399   0.3946   1.0000
  12.750   0.7757   0.12634   0.11569  -0.0405   0.3871   1.0000
  13.000   0.7926   0.12796   0.11745  -0.0410   0.3827   1.0000
  13.250   0.8184   0.12899   0.11865  -0.0414   0.3799   1.0000
  13.500   0.8086   0.13255   0.12232  -0.0422   0.3713   1.0000
  13.750   0.8294   0.13385   0.12382  -0.0427   0.3673   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)