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 2 AIRFOIL (fx2-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 23.67 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-fx2-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-fx2-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: WORTMANN FX 2 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.9536   0.08636   0.08120  -0.0399   1.0000   0.0744
 -10.000  -0.9657   0.08228   0.07703  -0.0372   1.0000   0.0733
  -9.750  -0.9862   0.07855   0.07309  -0.0335   1.0000   0.0726
  -9.500  -1.0045   0.07486   0.06915  -0.0299   1.0000   0.0723
  -9.250  -1.0166   0.07094   0.06493  -0.0267   1.0000   0.0715
  -9.000  -1.0242   0.06717   0.06084  -0.0237   1.0000   0.0712
  -8.750  -1.0268   0.06349   0.05679  -0.0210   1.0000   0.0709
  -8.500  -1.0253   0.05989   0.05279  -0.0186   1.0000   0.0707
  -8.250  -1.0194   0.05664   0.04914  -0.0164   1.0000   0.0705
  -8.000  -1.0101   0.05383   0.04594  -0.0145   1.0000   0.0713
  -7.750  -0.9985   0.05160   0.04333  -0.0128   1.0000   0.0730
  -7.500  -0.9861   0.04995   0.04117  -0.0110   1.0000   0.0753
  -7.250  -0.9700   0.04719   0.03818  -0.0098   1.0000   0.0771
  -7.000  -0.9520   0.04533   0.03627  -0.0088   1.0000   0.0794
  -6.750  -0.9343   0.04412   0.03499  -0.0077   0.9999   0.0834
  -6.500  -0.9104   0.04326   0.03384  -0.0075   0.9983   0.0879
  -6.250  -0.8849   0.04198   0.03258  -0.0074   0.9965   0.0923
  -6.000  -0.8589   0.04166   0.03224  -0.0077   0.9945   0.0990
  -5.750  -0.8376   0.04082   0.03136  -0.0069   0.9926   0.1053
  -5.500  -0.8152   0.04034   0.03097  -0.0066   0.9894   0.1130
  -5.250  -0.7920   0.04003   0.03072  -0.0063   0.9867   0.1215
  -5.000  -0.7667   0.04031   0.03096  -0.0066   0.9845   0.1324
  -4.750  -0.7517   0.03940   0.03025  -0.0052   0.9812   0.1431
  -4.500  -0.7310   0.03898   0.02995  -0.0049   0.9768   0.1578
  -4.250  -0.7083   0.03874   0.02991  -0.0052   0.9741   0.1825
  -4.000  -0.6952   0.03603   0.02905  -0.0062   0.9730   0.4007
  -3.750  -0.6939   0.03955   0.03368   0.0046   0.9657   0.6240
  -3.500  -0.6667   0.04311   0.03698   0.0069   0.9608   0.6633
  -3.250  -0.6503   0.04562   0.03939   0.0111   0.9578   0.6804
  -3.000  -0.6365   0.04664   0.04030   0.0150   0.9511   0.6953
  -2.750  -0.6143   0.04878   0.04232   0.0177   0.9469   0.7107
  -2.500  -0.5943   0.05161   0.04506   0.0217   0.9443   0.7271
  -2.250  -0.5912   0.05147   0.04489   0.0276   0.9378   0.7422
  -2.000  -0.5719   0.05341   0.04677   0.0323   0.9332   0.7599
  -1.750  -0.5432   0.05575   0.04902   0.0346   0.9306   0.7780
  -1.500  -0.5414   0.05508   0.04828   0.0385   0.9260   0.7908
  -1.250  -0.5153   0.05583   0.04895   0.0401   0.9208   0.8017
  -1.000  -0.4828   0.05712   0.05013   0.0401   0.9174   0.8175
  -0.750  -0.4412   0.05890   0.05179   0.0379   0.9153   0.8323
  -0.500  -0.4629   0.05667   0.04953   0.0446   0.9084   0.8369
  -0.250  -0.4341   0.05698   0.04973   0.0437   0.9037   0.8431
   0.000  -0.4079   0.05764   0.05029   0.0423   0.9004   0.8463
   0.250  -0.4153   0.05612   0.04872   0.0466   0.8947   0.8492
   0.500  -0.4029   0.05560   0.04811   0.0472   0.8883   0.8517
   0.750  -0.3778   0.05625   0.04864   0.0453   0.8849   0.8537
   1.000  -0.3728   0.05528   0.04764   0.0477   0.8803   0.8554
   1.250  -0.3535   0.05500   0.04730   0.0474   0.8735   0.8566
   1.500  -0.3235   0.05580   0.04802   0.0453   0.8699   0.8584
   1.750  -0.3076   0.05596   0.04814   0.0454   0.8666   0.8599
   2.000  -0.2949   0.05521   0.04735   0.0460   0.8585   0.8610
   2.250  -0.2629   0.05609   0.04816   0.0434   0.8543   0.8624
   2.500  -0.2361   0.05726   0.04928   0.0415   0.8517   0.8644
   2.750  -0.2303   0.05603   0.04804   0.0431   0.8427   0.8661
   3.000  -0.1952   0.05713   0.04909   0.0398   0.8382   0.8674
   3.250  -0.1727   0.05796   0.04989   0.0384   0.8349   0.8687
   3.500  -0.1588   0.05742   0.04935   0.0389   0.8254   0.8700
   3.750  -0.1221   0.05885   0.05076   0.0359   0.8213   0.8716
   4.000  -0.1195   0.05833   0.05026   0.0381   0.8138   0.8738
   4.250  -0.0871   0.05919   0.05111   0.0358   0.8070   0.8760
   4.500  -0.0636   0.06027   0.05220   0.0345   0.8031   0.8780
   4.750  -0.0414   0.06025   0.05219   0.0336   0.7920   0.8798
   5.000  -0.0172   0.06131   0.05326   0.0320   0.7871   0.8815
   5.250   0.0307   0.06214   0.05408   0.0278   0.7742   0.8834
   5.500   0.0696   0.06049   0.05243   0.0261   0.7475   0.8851
   5.750   0.0983   0.06020   0.05217   0.0253   0.7343   0.8871
   6.000   0.1215   0.06013   0.05214   0.0249   0.7224   0.8894
   6.250   0.1466   0.06023   0.05228   0.0242   0.7118   0.8921
   6.500   0.1890   0.06037   0.05246   0.0213   0.7057   0.8949
   6.750   0.2069   0.06064   0.05279   0.0211   0.6944   0.8972
   7.000   0.2338   0.06096   0.05316   0.0197   0.6849   0.8993
   7.250   0.2704   0.06093   0.05320   0.0177   0.6781   0.9014
   7.500   0.2876   0.06126   0.05361   0.0179   0.6673   0.9036
   7.750   0.3324   0.06098   0.05341   0.0152   0.6623   0.9062
   8.000   0.3480   0.06143   0.05394   0.0153   0.6503   0.9085
   8.250   0.3985   0.06088   0.05350   0.0120   0.6465   0.9113
   8.500   0.4156   0.06120   0.05390   0.0121   0.6335   0.9138
   8.750   0.4405   0.06102   0.05383   0.0118   0.6215   0.9165
   9.000   0.4921   0.05925   0.05219   0.0095   0.6163   0.9199
   9.250   0.5114   0.05932   0.05238   0.0097   0.6033   0.9227
   9.500   0.5565   0.05781   0.05102   0.0079   0.5968   0.9258
   9.750   0.5932   0.05644   0.04979   0.0070   0.5858   0.9286
  10.000   0.6239   0.05535   0.04884   0.0068   0.5734   0.9314
  10.250   0.6822   0.05183   0.04554   0.0049   0.5689   0.9352
  11.000   0.8074   0.04474   0.03905   0.0028   0.5379   0.9479
  11.250   0.8503   0.04250   0.03702   0.0019   0.5216   0.9531
  11.500   0.8866   0.04091   0.03556   0.0013   0.4940   0.9588
  11.750   0.9251   0.03923   0.03375   0.0007   0.4403   0.9656
  12.000   0.9392   0.03968   0.03380   0.0018   0.3643   0.9739
  12.250   0.9338   0.04137   0.03498   0.0045   0.2922   1.0000
  12.500   0.9264   0.04401   0.03712   0.0068   0.2317   1.0000
  12.750   0.9242   0.04652   0.03921   0.0084   0.1895   1.0000
  13.000   0.9279   0.04872   0.04112   0.0094   0.1605   1.0000
  13.250   0.9358   0.05072   0.04296   0.0099   0.1379   1.0000
  13.500   0.9450   0.05267   0.04471   0.0103   0.1187   1.0000
  13.750   0.9584   0.05442   0.04638   0.0105   0.1024   1.0000
  14.000   0.9791   0.05576   0.04758   0.0104   0.0896   1.0000
  14.250   1.0141   0.05652   0.04813   0.0092   0.0793   1.0000
  14.500   1.0390   0.05799   0.04979   0.0086   0.0732   1.0000
  14.750   1.0821   0.05921   0.05092   0.0065   0.0669   1.0000
  15.000   1.1045   0.06125   0.05324   0.0060   0.0636   1.0000
  15.250   1.1303   0.06336   0.05551   0.0051   0.0607   1.0000
  15.500   1.1775   0.06626   0.05836   0.0020   0.0572   1.0000
  15.750   1.1702   0.06914   0.06164   0.0036   0.0562   1.0000
  16.000   1.1665   0.07241   0.06528   0.0047   0.0553   1.0000
  16.250   1.1605   0.07613   0.06936   0.0056   0.0545   1.0000
  16.500   1.1521   0.08019   0.07377   0.0063   0.0541   1.0000
  16.750   1.1399   0.08462   0.07852   0.0069   0.0540   1.0000
  17.000   1.1236   0.08950   0.08372   0.0072   0.0540   1.0000
  17.250   1.1041   0.09481   0.08933   0.0070   0.0541   1.0000
  17.500   1.0815   0.10066   0.09547   0.0062   0.0543   1.0000
  17.750   1.0565   0.10709   0.10216   0.0046   0.0547   1.0000
  18.000   1.0295   0.11421   0.10953   0.0021   0.0551   1.0000
  18.250   1.0026   0.12190   0.11743  -0.0013   0.0556   1.0000
  18.500   0.9769   0.13015   0.12583  -0.0055   0.0563   1.0000
  18.750   0.9544   0.13866   0.13446  -0.0101   0.0569   1.0000
  19.000   0.5357   0.17492   0.17146  -0.0189   0.1339   1.0000
<< Back to WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)