WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.37 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx3-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-fx3-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.5310 0.12256 0.11568 -0.0842 0.9516 0.0560
-12.000 -0.5592 0.11638 0.10948 -0.0849 0.9530 0.0555
-11.750 -0.5890 0.11068 0.10375 -0.0851 0.9545 0.0551
-11.500 -0.6203 0.10571 0.09871 -0.0841 0.9562 0.0546
-11.250 -0.6535 0.10168 0.09464 -0.0810 0.9576 0.0542
-11.000 -0.6862 0.09785 0.09073 -0.0777 0.9589 0.0538
-10.750 -0.7194 0.09457 0.08738 -0.0734 0.9614 0.0535
-10.500 -0.7519 0.09149 0.08420 -0.0689 0.9643 0.0533
-10.250 -0.7830 0.08858 0.08116 -0.0644 0.9662 0.0531
-10.000 -0.8135 0.08598 0.07842 -0.0595 0.9678 0.0530
-9.750 -0.8399 0.08325 0.07551 -0.0551 0.9710 0.0532
-9.500 -0.8671 0.08056 0.07270 -0.0490 0.9757 0.0533
-9.250 -0.8841 0.07745 0.06932 -0.0451 0.9780 0.0540
-9.000 -0.8960 0.07423 0.06575 -0.0417 0.9804 0.0548
-8.500 -0.9402 0.06878 0.05996 -0.0278 1.0001 0.0556
-8.250 -0.9370 0.06528 0.05589 -0.0260 1.0001 0.0569
-8.000 -0.9275 0.06249 0.05285 -0.0247 1.0001 0.0588
-7.750 -0.9148 0.06064 0.05093 -0.0238 1.0001 0.0614
-7.500 -0.9011 0.05867 0.04871 -0.0227 1.0001 0.0645
-7.250 -0.8853 0.05652 0.04615 -0.0214 1.0001 0.0676
-7.000 -0.8684 0.05460 0.04386 -0.0202 1.0001 0.0713
-6.750 -0.8510 0.05323 0.04250 -0.0191 1.0001 0.0754
-6.500 -0.8320 0.05202 0.04107 -0.0177 1.0001 0.0799
-6.250 -0.8125 0.05106 0.03973 -0.0163 1.0001 0.0854
-6.000 -0.7917 0.05037 0.03920 -0.0143 1.0001 0.0908
-5.750 -0.7709 0.05003 0.03872 -0.0124 1.0001 0.0978
-5.500 -0.7482 0.05007 0.03873 -0.0100 1.0001 0.1043
-5.250 -0.7291 0.05002 0.03865 -0.0076 1.0001 0.1114
-5.000 -0.7120 0.04992 0.03849 -0.0051 1.0001 0.1186
-4.750 -0.6977 0.04962 0.03822 -0.0027 1.0001 0.1249
-4.500 -0.6840 0.04925 0.03775 -0.0006 1.0001 0.1323
-4.250 -0.6729 0.04857 0.03715 0.0013 1.0001 0.1416
-4.000 -0.6611 0.04784 0.03648 0.0029 1.0001 0.1526
-3.750 -0.6488 0.04700 0.03572 0.0042 1.0001 0.1672
-3.500 -0.5685 0.05377 0.04539 0.0039 0.9654 0.5717
-3.250 -0.5709 0.05263 0.04395 0.0033 0.9648 0.6439
-3.000 -0.5487 0.05433 0.04530 0.0036 0.9605 0.6863
-2.750 -0.5213 0.05678 0.04751 0.0066 0.9481 0.7147
-2.250 -0.4740 0.05963 0.04994 0.0126 0.9328 0.7581
-2.000 -0.4490 0.06095 0.05106 0.0147 0.9277 0.7840
-1.750 -0.4221 0.06157 0.05151 0.0165 0.9194 0.8027
-1.500 -0.3944 0.06183 0.05156 0.0163 0.9143 0.8128
-1.250 -0.3777 0.06159 0.05114 0.0168 0.9065 0.8178
-1.000 -0.3565 0.06135 0.05074 0.0169 0.9006 0.8208
-0.750 -0.3281 0.06157 0.05076 0.0155 0.8957 0.8240
-0.500 -0.3168 0.06104 0.05011 0.0171 0.8872 0.8273
-0.250 -0.2957 0.06103 0.04994 0.0167 0.8817 0.8305
0.000 -0.2790 0.06079 0.04958 0.0172 0.8741 0.8331
0.250 -0.2569 0.06073 0.04940 0.0170 0.8681 0.8350
0.500 -0.2298 0.06092 0.04946 0.0159 0.8623 0.8368
0.750 -0.2152 0.06063 0.04909 0.0168 0.8547 0.8389
1.000 -0.1870 0.06090 0.04925 0.0154 0.8499 0.8406
1.250 -0.1730 0.06064 0.04893 0.0163 0.8416 0.8423
1.500 -0.1471 0.06084 0.04904 0.0151 0.8362 0.8439
1.750 -0.1284 0.06083 0.04896 0.0151 0.8289 0.8454
2.000 -0.1043 0.06097 0.04905 0.0142 0.8228 0.8464
2.250 -0.0786 0.06121 0.04923 0.0131 0.8171 0.8474
2.500 -0.0602 0.06117 0.04917 0.0133 0.8097 0.8485
2.750 -0.0284 0.06157 0.04952 0.0114 0.8054 0.8494
3.000 -0.0146 0.06147 0.04942 0.0122 0.7970 0.8500
3.250 0.0162 0.06181 0.04974 0.0103 0.7923 0.8508
3.500 0.0318 0.06182 0.04976 0.0109 0.7843 0.8517
3.750 0.0628 0.06215 0.05008 0.0090 0.7796 0.8524
4.000 0.0789 0.06220 0.05016 0.0092 0.7715 0.8529
4.250 0.1113 0.06253 0.05051 0.0072 0.7670 0.8535
4.500 0.1272 0.06261 0.05063 0.0074 0.7586 0.8542
4.750 0.1508 0.06282 0.05088 0.0066 0.7517 0.8547
5.000 0.1787 0.06307 0.05118 0.0050 0.7455 0.8548
5.250 0.1995 0.06329 0.05146 0.0044 0.7375 0.8550
5.500 0.2325 0.06355 0.05179 0.0022 0.7324 0.8554
5.750 0.2513 0.06380 0.05212 0.0019 0.7233 0.8558
6.000 0.2784 0.06408 0.05248 0.0005 0.7165 0.8561
6.250 0.3054 0.06435 0.05286 -0.0009 0.7090 0.8561
6.500 0.3291 0.06470 0.05331 -0.0019 0.7007 0.8560
6.750 0.3609 0.06491 0.05365 -0.0039 0.6941 0.8559
7.000 0.3824 0.06533 0.05419 -0.0047 0.6847 0.8558
7.250 0.4166 0.06544 0.05443 -0.0068 0.6786 0.8559
7.500 0.4359 0.06593 0.05507 -0.0072 0.6680 0.8562
7.750 0.4720 0.06586 0.05515 -0.0094 0.6622 0.8565
8.000 0.4898 0.06642 0.05587 -0.0097 0.6505 0.8567
8.250 0.5291 0.06610 0.05575 -0.0120 0.6452 0.8569
8.500 0.5460 0.06674 0.05655 -0.0121 0.6324 0.8568
8.750 0.5686 0.06716 0.05716 -0.0128 0.6212 0.8566
9.000 0.6053 0.06674 0.05697 -0.0147 0.6140 0.8566
9.250 0.6250 0.06724 0.05767 -0.0149 0.6008 0.8564
9.500 0.6496 0.06733 0.05798 -0.0155 0.5881 0.8564
9.750 0.6819 0.06657 0.05747 -0.0163 0.5757 0.8563
10.000 0.7179 0.06505 0.05619 -0.0168 0.5617 0.8564
10.250 0.7430 0.06424 0.05561 -0.0164 0.5429 0.8564
10.500 0.7696 0.06327 0.05489 -0.0161 0.5236 0.8566
10.750 0.7983 0.06219 0.05405 -0.0158 0.5034 0.8569
11.000 0.8316 0.06071 0.05280 -0.0158 0.4822 0.8573
11.250 0.8513 0.06081 0.05310 -0.0152 0.4538 0.8576
11.500 0.8799 0.05994 0.05238 -0.0149 0.4196 0.8579
11.750 0.9038 0.05959 0.05201 -0.0142 0.3747 0.8581
12.000 0.9211 0.05992 0.05209 -0.0131 0.3204 0.8582
12.250 0.9275 0.06154 0.05339 -0.0118 0.2699 0.8581
12.500 0.9288 0.06391 0.05546 -0.0105 0.2276 0.8579
12.750 0.9286 0.06657 0.05785 -0.0095 0.1939 0.8578
13.000 0.9293 0.06932 0.06043 -0.0089 0.1660 0.8576
13.250 0.9311 0.07205 0.06300 -0.0085 0.1445 0.8575
13.500 0.9359 0.07459 0.06557 -0.0083 0.1262 0.8575
13.750 0.9411 0.07711 0.06810 -0.0081 0.1108 0.8574
14.000 0.9470 0.07961 0.07061 -0.0079 0.0976 0.8574
14.250 0.9537 0.08202 0.07297 -0.0078 0.0871 0.8574
14.500 0.9638 0.08417 0.07527 -0.0078 0.0772 0.8575
14.750 0.9771 0.08598 0.07719 -0.0076 0.0699 0.8575
15.000 0.9895 0.08790 0.07921 -0.0077 0.0640 0.8576
15.250 1.0050 0.08959 0.08104 -0.0077 0.0591 0.8578
15.500 1.0205 0.09147 0.08321 -0.0078 0.0552 0.8579
15.750 1.0332 0.09348 0.08528 -0.0081 0.0523 0.8581
16.000 1.0431 0.09613 0.08818 -0.0084 0.0497 0.8584
16.250 1.0466 0.09962 0.09204 -0.0089 0.0475 0.8586
16.500 1.0488 0.10321 0.09590 -0.0096 0.0459 0.8588
16.750 1.0497 0.10701 0.09994 -0.0106 0.0448 0.8590
17.000 1.0495 0.11092 0.10405 -0.0118 0.0438 0.8592
17.250 1.0512 0.11455 0.10779 -0.0132 0.0428 0.8595
17.500 1.0388 0.12053 0.11408 -0.0156 0.0423 0.8596
17.750 1.0214 0.12763 0.12152 -0.0191 0.0421 0.8595
18.000 1.0019 0.13558 0.12976 -0.0237 0.0421 0.8594
18.250 0.9806 0.14457 0.13901 -0.0293 0.0422 0.8593
18.500 0.9585 0.15470 0.14933 -0.0362 0.0424 0.8591
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 3 AIRFOIL (fx3-il)