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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)