WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=0
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.5 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx3-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx3-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 3 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.5771 0.11516 0.10974 -0.0338 1.0001 0.1826
-9.000 -0.6591 0.10102 0.09556 -0.0384 1.0001 0.1601
-8.750 -0.7079 0.09374 0.08823 -0.0373 1.0001 0.1537
-8.500 -0.7765 0.08846 0.08289 -0.0328 1.0001 0.1514
-8.250 -0.9102 0.08686 0.08033 -0.0289 1.0001 0.1451
-8.000 -0.9142 0.08169 0.07495 -0.0276 1.0001 0.1415
-7.750 -0.9357 0.07559 0.06759 -0.0269 1.0001 0.1320
-7.500 -0.9233 0.07081 0.06265 -0.0261 1.0001 0.1307
-7.250 -0.9118 0.06656 0.05798 -0.0255 1.0001 0.1301
-7.000 -0.8977 0.06296 0.05372 -0.0252 1.0001 0.1314
-6.750 -0.8807 0.05919 0.04970 -0.0247 1.0001 0.1340
-6.500 -0.8615 0.05633 0.04666 -0.0240 1.0001 0.1371
-6.250 -0.8412 0.05401 0.04400 -0.0234 1.0001 0.1430
-6.000 -0.8184 0.05189 0.04129 -0.0229 1.0001 0.1479
-5.750 -0.7991 0.04986 0.03939 -0.0214 1.0001 0.1556
-5.500 -0.7767 0.04849 0.03760 -0.0203 1.0001 0.1640
-5.250 -0.7580 0.04729 0.03659 -0.0179 1.0001 0.1738
-5.000 -0.7383 0.04669 0.03597 -0.0148 1.0001 0.1841
-4.500 -0.7010 0.04657 0.03596 -0.0076 1.0001 0.2103
-4.250 -0.6851 0.04654 0.03612 -0.0038 1.0001 0.2243
-4.000 -0.2174 0.07394 0.06459 -0.0357 1.0001 0.9999
-3.750 -0.2107 0.07304 0.06353 -0.0344 1.0001 0.9999
-3.500 -0.2037 0.07223 0.06255 -0.0331 1.0001 0.9999
-3.250 -0.1965 0.07150 0.06167 -0.0317 1.0001 0.9999
-3.000 -0.1891 0.07084 0.06088 -0.0303 1.0001 0.9999
-2.750 -0.1816 0.07024 0.06015 -0.0289 1.0001 0.9999
-2.500 -0.1740 0.06971 0.05949 -0.0274 1.0001 0.9999
-2.250 -0.1663 0.06923 0.05889 -0.0259 1.0001 0.9999
-2.000 -0.1585 0.06880 0.05836 -0.0244 1.0001 0.9999
-1.750 -0.1506 0.06842 0.05788 -0.0228 1.0001 0.9999
-1.500 -0.1427 0.06809 0.05746 -0.0212 1.0001 0.9999
-1.250 -0.1349 0.06781 0.05708 -0.0196 1.0001 0.9999
-1.000 -0.1270 0.06757 0.05676 -0.0180 1.0001 0.9999
-0.750 -0.1191 0.06737 0.05649 -0.0164 1.0001 0.9999
-0.500 -0.1112 0.06721 0.05626 -0.0148 1.0001 0.9999
-0.250 -0.1034 0.06708 0.05607 -0.0131 1.0001 0.9999
0.000 -0.0956 0.06700 0.05593 -0.0115 1.0001 0.9999
0.250 -0.0879 0.06695 0.05583 -0.0098 1.0001 0.9999
0.500 -0.0802 0.06694 0.05578 -0.0081 1.0001 0.9999
0.750 -0.0725 0.06695 0.05575 -0.0064 1.0001 0.9999
1.000 -0.0649 0.06701 0.05577 -0.0047 1.0001 0.9999
1.250 -0.0574 0.06709 0.05583 -0.0031 1.0001 0.9999
1.500 -0.0499 0.06720 0.05592 -0.0014 1.0001 0.9999
1.750 -0.0425 0.06735 0.05604 0.0003 1.0001 0.9999
2.000 -0.0352 0.06752 0.05621 0.0020 1.0001 0.9999
2.250 -0.0280 0.06773 0.05640 0.0036 1.0001 0.9999
2.500 -0.0209 0.06795 0.05663 0.0053 1.0001 0.9999
2.750 -0.0139 0.06821 0.05689 0.0070 1.0001 0.9999
3.000 -0.0071 0.06849 0.05718 0.0086 1.0001 0.9999
3.250 -0.0003 0.06880 0.05750 0.0102 1.0001 0.9999
3.500 0.0063 0.06913 0.05785 0.0119 1.0001 0.9999
3.750 0.0128 0.06949 0.05824 0.0135 1.0001 0.9999
4.000 0.0191 0.06988 0.05865 0.0151 1.0001 0.9999
4.250 0.0488 0.07111 0.05993 0.0116 0.9910 0.9999
4.500 0.0743 0.07241 0.06129 0.0091 0.9803 0.9999
4.750 0.1011 0.07446 0.06337 0.0065 0.9703 0.9999
5.000 0.1204 0.07511 0.06409 0.0054 0.9576 0.9999
5.250 0.1353 0.07574 0.06480 0.0052 0.9457 0.9999
5.500 0.1497 0.07675 0.06588 0.0051 0.9355 0.9999
5.750 0.1743 0.07905 0.06823 0.0031 0.9261 0.9999
6.000 0.1821 0.07903 0.06830 0.0043 0.9135 0.9999
6.250 0.1907 0.07972 0.06906 0.0052 0.9030 0.9999
6.500 0.2157 0.08236 0.07177 0.0033 0.8947 0.9999
6.750 0.2192 0.08211 0.07161 0.0051 0.8822 0.9999
7.000 0.2247 0.08280 0.07239 0.0064 0.8724 0.9999
7.250 0.2491 0.08538 0.07506 0.0047 0.8637 0.9999
7.500 0.2493 0.08514 0.07492 0.0069 0.8518 0.9999
7.750 0.2530 0.08591 0.07577 0.0084 0.8427 0.9999
8.000 0.2762 0.08836 0.07834 0.0070 0.8337 0.9999
8.250 0.2730 0.08813 0.07821 0.0095 0.8227 0.9999
8.500 0.2772 0.08915 0.07933 0.0107 0.8148 0.9999
8.750 0.2985 0.09134 0.08164 0.0096 0.8048 0.9999
9.000 0.2961 0.09136 0.08176 0.0118 0.7941 0.9999
9.250 0.2977 0.09219 0.08271 0.0132 0.7854 0.9999
9.500 0.3063 0.09333 0.08396 0.0137 0.7750 0.9999
9.750 0.3153 0.09417 0.08493 0.0142 0.7614 0.9999
10.000 0.3935 0.09093 0.08190 0.0104 0.6892 0.9999
10.250 0.4165 0.09061 0.08174 0.0105 0.6655 0.9999
10.500 0.4495 0.09020 0.08151 0.0097 0.6420 0.9999
10.750 0.4740 0.08994 0.08146 0.0097 0.6185 0.9999
11.000 0.5217 0.08864 0.08041 0.0082 0.5938 0.9999
11.250 0.5584 0.08722 0.07926 0.0078 0.5677 0.9999
11.500 0.5989 0.08503 0.07734 0.0078 0.5412 0.9999
11.750 0.6775 0.07848 0.07126 0.0072 0.5159 0.9999
12.000 0.7167 0.07488 0.06800 0.0086 0.4873 0.9999
12.250 0.8674 0.05563 0.04945 0.0098 0.4416 0.9999
12.500 0.9227 0.04988 0.04288 0.0127 0.3387 0.9999
12.750 0.9252 0.05127 0.04368 0.0154 0.2853 0.9999
13.000 0.9259 0.05333 0.04544 0.0175 0.2445 0.9999
13.250 0.9389 0.05515 0.04687 0.0186 0.2038 0.9999
13.500 0.9667 0.05699 0.04834 0.0186 0.1635 0.9999
13.750 1.0089 0.05930 0.05054 0.0170 0.1349 0.9999
14.000 1.0711 0.06248 0.05358 0.0129 0.1158 0.9999
14.250 1.0741 0.06576 0.05742 0.0144 0.1114 0.9999
14.500 1.0989 0.06910 0.06093 0.0136 0.1048 0.9999
14.750 1.1092 0.07323 0.06532 0.0138 0.1011 0.9999
15.000 1.0942 0.07696 0.06954 0.0162 0.1001 0.9999
15.250 1.0771 0.08106 0.07404 0.0182 0.0995 0.9999
15.500 1.0572 0.08550 0.07885 0.0199 0.0993 0.9999
15.750 1.0350 0.09033 0.08401 0.0210 0.0995 0.9999
16.000 1.0107 0.09560 0.08959 0.0215 0.0999 0.9999
16.250 0.9851 0.10143 0.09565 0.0211 0.1005 0.9999
16.500 0.9604 0.10783 0.10227 0.0198 0.1011 0.9999
16.750 0.9379 0.11477 0.10940 0.0175 0.1018 0.9999
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il)