WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.87 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx2-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx2-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.5495 0.10805 0.10077 -0.1030 0.9426 0.0543
-13.000 -0.5779 0.10330 0.09594 -0.1025 0.9420 0.0541
-12.750 -0.6086 0.09876 0.09132 -0.1015 0.9412 0.0540
-12.500 -0.6368 0.09480 0.08723 -0.0998 0.9405 0.0538
-12.250 -0.6674 0.09125 0.08354 -0.0973 0.9403 0.0538
-12.000 -0.6938 0.08816 0.08031 -0.0945 0.9402 0.0538
-11.750 -0.7214 0.08525 0.07722 -0.0912 0.9400 0.0538
-11.500 -0.7487 0.08244 0.07421 -0.0875 0.9391 0.0540
-11.250 -0.7748 0.08001 0.07156 -0.0835 0.9382 0.0542
-11.000 -0.7966 0.07782 0.06924 -0.0792 0.9380 0.0547
-10.750 -0.8072 0.07595 0.06730 -0.0757 0.9380 0.0555
-10.500 -0.8207 0.07410 0.06532 -0.0717 0.9374 0.0561
-10.250 -0.8290 0.07230 0.06340 -0.0684 0.9364 0.0573
-10.000 -0.8330 0.07028 0.06116 -0.0654 0.9355 0.0585
-9.750 -0.8365 0.06825 0.05890 -0.0623 0.9353 0.0599
-9.500 -0.8376 0.06631 0.05669 -0.0593 0.9348 0.0619
-9.250 -0.8363 0.06436 0.05432 -0.0567 0.9338 0.0646
-9.000 -0.8207 0.06234 0.05209 -0.0558 0.9328 0.0677
-8.500 -0.7875 0.05958 0.04905 -0.0535 0.9310 0.0761
-8.250 -0.7658 0.05831 0.04753 -0.0523 0.9301 0.0814
-8.000 -0.7387 0.05752 0.04680 -0.0519 0.9288 0.0880
-7.750 -0.7004 0.05712 0.04626 -0.0523 0.9275 0.0975
-7.500 -0.6731 0.05679 0.04589 -0.0517 0.9261 0.1065
-7.250 -0.6527 0.05643 0.04556 -0.0504 0.9248 0.1148
-7.000 -0.6385 0.05604 0.04505 -0.0483 0.9236 0.1237
-6.750 -0.6280 0.05548 0.04455 -0.0460 0.9219 0.1313
-6.500 -0.6186 0.05493 0.04397 -0.0437 0.9200 0.1403
-6.250 -0.6145 0.05423 0.04329 -0.0409 0.9183 0.1502
-6.000 -0.6117 0.05342 0.04254 -0.0381 0.9167 0.1610
-5.750 -0.6179 0.05226 0.04142 -0.0336 0.9139 0.1716
-5.500 -0.6228 0.05090 0.04021 -0.0298 0.9112 0.1882
-5.000 -0.6369 0.04714 0.03742 -0.0228 0.9066 0.2882
-4.750 -0.6009 0.05216 0.04397 -0.0155 0.9043 0.5289
-4.500 -0.5972 0.05170 0.04325 -0.0134 0.9012 0.5741
-4.250 -0.5891 0.05240 0.04377 -0.0096 0.8979 0.6009
-4.000 -0.5784 0.05292 0.04407 -0.0069 0.8946 0.6247
-3.750 -0.5643 0.05394 0.04485 -0.0044 0.8912 0.6516
-3.500 -0.5431 0.05629 0.04704 -0.0010 0.8884 0.6813
-3.250 -0.5160 0.05885 0.04946 0.0027 0.8853 0.7045
-3.000 -0.5030 0.05969 0.05016 0.0066 0.8814 0.7233
-2.750 -0.4805 0.06039 0.05069 0.0084 0.8779 0.7368
-2.500 -0.4590 0.06068 0.05079 0.0094 0.8747 0.7476
-2.000 -0.4328 0.06005 0.04985 0.0125 0.8667 0.7617
-1.750 -0.4169 0.05978 0.04942 0.0136 0.8626 0.7669
-1.500 -0.4067 0.05920 0.04868 0.0148 0.8590 0.7738
-1.250 -0.3793 0.05936 0.04867 0.0141 0.8557 0.7770
-1.000 -0.3713 0.05882 0.04805 0.0165 0.8501 0.7810
-0.750 -0.3559 0.05850 0.04759 0.0173 0.8458 0.7855
-0.500 -0.3376 0.05822 0.04715 0.0171 0.8423 0.7902
-0.250 -0.3218 0.05797 0.04681 0.0181 0.8371 0.7928
0.000 -0.3057 0.05773 0.04648 0.0190 0.8321 0.7955
0.250 -0.2832 0.05770 0.04633 0.0186 0.8280 0.7984
0.500 -0.2580 0.05778 0.04629 0.0176 0.8243 0.8014
0.750 -0.2500 0.05727 0.04571 0.0193 0.8178 0.8044
1.000 -0.2282 0.05720 0.04554 0.0187 0.8132 0.8072
1.250 -0.1992 0.05748 0.04573 0.0174 0.8098 0.8094
1.500 -0.1889 0.05719 0.04541 0.0191 0.8029 0.8119
1.750 -0.1661 0.05726 0.04541 0.0186 0.7981 0.8141
2.000 -0.1357 0.05754 0.04562 0.0169 0.7945 0.8162
2.250 -0.1247 0.05733 0.04537 0.0181 0.7872 0.8188
2.500 -0.0990 0.05750 0.04549 0.0169 0.7824 0.8215
2.750 -0.0750 0.05768 0.04563 0.0162 0.7775 0.8240
3.000 -0.0584 0.05770 0.04566 0.0168 0.7709 0.8263
3.250 -0.0293 0.05799 0.04591 0.0154 0.7667 0.8284
3.500 -0.0141 0.05803 0.04596 0.0160 0.7595 0.8306
3.750 0.0127 0.05829 0.04621 0.0148 0.7544 0.8328
4.000 0.0337 0.05848 0.04640 0.0143 0.7480 0.8353
4.250 0.0583 0.05876 0.04668 0.0133 0.7420 0.8379
4.500 0.0824 0.05897 0.04693 0.0129 0.7365 0.8402
4.750 0.1014 0.05916 0.04715 0.0130 0.7293 0.8427
5.000 0.1339 0.05946 0.04748 0.0112 0.7252 0.8453
5.250 0.1472 0.05971 0.04779 0.0119 0.7162 0.8477
5.500 0.1812 0.06001 0.04812 0.0097 0.7118 0.8500
5.750 0.1959 0.06038 0.04855 0.0100 0.7026 0.8522
6.000 0.2283 0.06058 0.04883 0.0084 0.6981 0.8544
6.250 0.2412 0.06092 0.04925 0.0092 0.6884 0.8569
6.500 0.2740 0.06113 0.04955 0.0076 0.6838 0.8596
6.750 0.2878 0.06159 0.05010 0.0081 0.6738 0.8623
7.000 0.3227 0.06177 0.05038 0.0062 0.6691 0.8652
7.250 0.3365 0.06236 0.05107 0.0065 0.6586 0.8676
7.500 0.3703 0.06234 0.05118 0.0051 0.6538 0.8701
7.750 0.3828 0.06291 0.05187 0.0058 0.6426 0.8725
8.000 0.4184 0.06280 0.05191 0.0041 0.6379 0.8754
8.250 0.4301 0.06353 0.05276 0.0047 0.6260 0.8781
8.500 0.4520 0.06395 0.05332 0.0043 0.6167 0.8811
8.750 0.4801 0.06400 0.05354 0.0035 0.6086 0.8840
9.000 0.4954 0.06453 0.05423 0.0041 0.5972 0.8871
9.250 0.5302 0.06404 0.05392 0.0030 0.5909 0.8906
9.500 0.5456 0.06456 0.05462 0.0034 0.5776 0.8940
9.750 0.5658 0.06478 0.05502 0.0035 0.5650 0.8975
10.000 0.6027 0.06368 0.05413 0.0028 0.5569 0.9014
10.250 0.6233 0.06363 0.05431 0.0032 0.5435 0.9052
10.500 0.6418 0.06390 0.05478 0.0035 0.5295 0.9089
10.750 0.6635 0.06390 0.05499 0.0037 0.5157 0.9128
11.000 0.6889 0.06328 0.05460 0.0039 0.5013 0.9169
11.250 0.7168 0.06199 0.05356 0.0045 0.4842 0.9215
11.500 0.7477 0.06030 0.05208 0.0051 0.4642 0.9265
11.750 0.7742 0.05933 0.05131 0.0056 0.4418 0.9314
12.000 0.7965 0.05918 0.05135 0.0059 0.4177 0.9367
12.500 0.8482 0.05828 0.05067 0.0061 0.3556 0.9515
12.750 0.8661 0.05825 0.05057 0.0068 0.3169 0.9683
13.000 0.8751 0.05921 0.05137 0.0077 0.2778 1.0000
13.250 0.8817 0.06115 0.05308 0.0083 0.2410 1.0000
13.500 0.8859 0.06351 0.05525 0.0088 0.2102 1.0000
13.750 0.8879 0.06622 0.05774 0.0090 0.1838 1.0000
14.000 0.8898 0.06907 0.06046 0.0090 0.1610 1.0000
14.250 0.8918 0.07199 0.06323 0.0088 0.1420 1.0000
14.500 0.8971 0.07472 0.06597 0.0084 0.1260 1.0000
14.750 0.9024 0.07751 0.06874 0.0080 0.1124 1.0000
15.000 0.9076 0.08030 0.07150 0.0074 0.1009 1.0000
15.250 0.9162 0.08282 0.07410 0.0070 0.0905 1.0000
15.500 0.9249 0.08533 0.07666 0.0066 0.0813 1.0000
15.750 0.9358 0.08754 0.07884 0.0061 0.0743 1.0000
16.000 0.9488 0.08980 0.08134 0.0057 0.0678 1.0000
16.250 0.9621 0.09190 0.08349 0.0051 0.0629 1.0000
16.500 0.9772 0.09401 0.08575 0.0047 0.0588 1.0000
16.750 0.9840 0.09716 0.08919 0.0038 0.0554 1.0000
17.000 0.9913 0.10006 0.09222 0.0028 0.0527 1.0000
17.250 1.0024 0.10255 0.09474 0.0020 0.0506 1.0000
17.500 0.9983 0.10731 0.09989 0.0005 0.0493 1.0000
17.750 0.9905 0.11262 0.10552 -0.0014 0.0483 1.0000
18.000 0.9792 0.11852 0.11171 -0.0040 0.0475 1.0000
18.250 0.9640 0.12521 0.11867 -0.0073 0.0469 1.0000
18.500 0.9438 0.13320 0.12691 -0.0116 0.0467 1.0000
18.750 0.9155 0.14349 0.13744 -0.0176 0.0470 1.0000
19.000 0.8793 0.15702 0.15115 -0.0258 0.0478 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 2 AIRFOIL (fx2-il)