WORTMANN FX 60-126 AIRFOIL (fx60126-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 60-126 AIRFOIL (fx60126-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.37 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx60126-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx60126-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 60-126 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3455 0.12197 0.11494 -0.0301 1.0000 0.2415
-9.750 -0.3124 0.11503 0.10796 -0.0285 1.0000 0.2491
-9.500 -0.3261 0.11426 0.10731 -0.0291 1.0000 0.2562
-9.250 -0.3100 0.10958 0.10266 -0.0283 1.0000 0.2619
-9.000 -0.3182 0.10812 0.10131 -0.0281 1.0000 0.2712
-8.750 -0.3180 0.10490 0.09818 -0.0278 1.0000 0.2744
-8.500 -0.3086 0.10115 0.09445 -0.0271 1.0000 0.2781
-8.250 -0.4060 0.08695 0.08065 -0.0422 1.0000 0.1378
-8.000 -0.4116 0.08369 0.07747 -0.0408 1.0000 0.1337
-7.750 -0.4279 0.08033 0.07426 -0.0395 1.0000 0.1294
-7.500 -0.4689 0.07179 0.06587 -0.0459 1.0000 0.1187
-7.250 -0.5209 0.05890 0.05247 -0.0602 1.0000 0.1084
-7.000 -0.5175 0.05416 0.04755 -0.0617 1.0000 0.1073
-6.750 -0.5092 0.04890 0.04187 -0.0644 1.0000 0.1066
-6.500 -0.4931 0.04381 0.03615 -0.0676 1.0000 0.1075
-6.250 -0.4741 0.04024 0.03230 -0.0688 1.0000 0.1121
-6.000 -0.4518 0.03735 0.02906 -0.0697 1.0000 0.1195
-5.750 -0.4284 0.03467 0.02614 -0.0703 1.0000 0.1292
-5.500 -0.4033 0.03234 0.02360 -0.0709 1.0000 0.1466
-5.250 -0.3788 0.03043 0.02171 -0.0712 1.0000 0.1730
-5.000 -0.3535 0.02893 0.02027 -0.0715 1.0000 0.2130
-4.750 -0.3307 0.02810 0.01971 -0.0710 1.0000 0.2588
-4.500 -0.3100 0.02777 0.01967 -0.0695 1.0000 0.3061
-4.250 -0.2935 0.02830 0.02047 -0.0667 1.0000 0.3537
-4.000 -0.2790 0.02916 0.02146 -0.0635 1.0000 0.3983
-3.750 -0.2673 0.03003 0.02245 -0.0595 1.0000 0.4322
-3.500 -0.2541 0.03060 0.02305 -0.0562 1.0000 0.4638
-3.250 -0.2398 0.03100 0.02340 -0.0535 1.0000 0.4937
-3.000 -0.2246 0.03130 0.02362 -0.0512 1.0000 0.5231
-2.750 -0.2149 0.03166 0.02403 -0.0475 1.0000 0.5446
-2.500 -0.1990 0.03177 0.02405 -0.0458 1.0000 0.5719
-2.250 -0.1870 0.03187 0.02412 -0.0431 1.0000 0.5932
-2.000 -0.1676 0.03181 0.02393 -0.0428 1.0000 0.6182
-1.750 -0.1536 0.03177 0.02384 -0.0411 1.0000 0.6369
-1.500 -0.1382 0.03174 0.02376 -0.0398 1.0000 0.6563
-1.250 -0.1203 0.03176 0.02368 -0.0394 0.9998 0.6767
-1.000 -0.0797 0.03225 0.02404 -0.0427 0.9873 0.7008
-0.750 -0.0401 0.03267 0.02434 -0.0460 0.9747 0.7226
-0.500 -0.0006 0.03306 0.02459 -0.0493 0.9614 0.7449
-0.250 0.0339 0.03339 0.02484 -0.0513 0.9479 0.7661
0.000 0.0712 0.03374 0.02508 -0.0541 0.9345 0.7870
0.250 0.1082 0.03407 0.02534 -0.0567 0.9213 0.8075
0.500 0.1442 0.03437 0.02560 -0.0588 0.9089 0.8294
0.750 0.1709 0.03456 0.02577 -0.0597 0.8955 0.8524
1.000 0.1950 0.03472 0.02595 -0.0599 0.8824 0.8777
1.250 0.2227 0.03489 0.02619 -0.0607 0.8692 0.9106
1.500 0.2686 0.03512 0.02649 -0.0655 0.8537 1.0000
1.750 0.3217 0.03594 0.02719 -0.0724 0.8388 1.0000
2.000 0.3729 0.03677 0.02790 -0.0787 0.8243 1.0000
2.250 0.4222 0.03759 0.02863 -0.0843 0.8103 1.0000
2.500 0.4723 0.03836 0.02932 -0.0895 0.7972 1.0000
2.750 0.5178 0.03909 0.02998 -0.0936 0.7839 1.0000
3.000 0.5541 0.03988 0.03072 -0.0961 0.7691 1.0000
3.250 0.5910 0.04052 0.03133 -0.0982 0.7539 1.0000
3.500 0.6252 0.04120 0.03198 -0.0997 0.7390 1.0000
3.750 0.6565 0.04195 0.03273 -0.1007 0.7243 1.0000
4.000 0.6851 0.04282 0.03362 -0.1014 0.7098 1.0000
4.250 0.7145 0.04360 0.03442 -0.1019 0.6954 1.0000
4.500 0.7462 0.04415 0.03500 -0.1023 0.6805 1.0000
4.750 0.7820 0.04424 0.03518 -0.1025 0.6650 1.0000
5.000 0.8196 0.04409 0.03510 -0.1027 0.6497 1.0000
5.250 0.8567 0.04394 0.03506 -0.1026 0.6348 1.0000
5.500 0.8961 0.04334 0.03456 -0.1023 0.6195 1.0000
5.750 0.9411 0.04199 0.03332 -0.1018 0.6031 1.0000
6.000 0.9852 0.04063 0.03208 -0.1012 0.5862 1.0000
6.250 1.0306 0.03918 0.03072 -0.1006 0.5689 1.0000
6.500 1.0841 0.03688 0.02846 -0.1002 0.5498 1.0000
6.750 1.1044 0.03723 0.02891 -0.0983 0.5264 1.0000
7.000 1.1463 0.03597 0.02763 -0.0974 0.5037 1.0000
7.250 1.1676 0.03654 0.02828 -0.0957 0.4800 1.0000
7.500 1.2044 0.03584 0.02745 -0.0947 0.4545 1.0000
7.750 1.2267 0.03602 0.02763 -0.0927 0.4264 1.0000
8.000 1.2469 0.03640 0.02797 -0.0907 0.3980 1.0000
8.250 1.2674 0.03695 0.02844 -0.0888 0.3705 1.0000
8.500 1.2911 0.03757 0.02889 -0.0873 0.3446 1.0000
8.750 1.3075 0.03887 0.03020 -0.0854 0.3207 1.0000
9.000 1.3275 0.04005 0.03128 -0.0839 0.2984 1.0000
9.250 1.3419 0.04182 0.03311 -0.0821 0.2788 1.0000
9.500 1.3588 0.04370 0.03502 -0.0806 0.2613 1.0000
9.750 1.3756 0.04553 0.03685 -0.0791 0.2448 1.0000
10.000 1.3891 0.04761 0.03900 -0.0775 0.2305 1.0000
10.250 1.4002 0.05010 0.04166 -0.0758 0.2186 1.0000
10.500 1.4157 0.05244 0.04403 -0.0745 0.2075 1.0000
10.750 1.4256 0.05509 0.04687 -0.0729 0.1985 1.0000
11.000 1.4247 0.05852 0.05059 -0.0706 0.1923 1.0000
11.250 1.4202 0.06183 0.05419 -0.0681 0.1865 1.0000
11.500 1.4316 0.06485 0.05726 -0.0670 0.1798 1.0000
11.750 1.4025 0.06930 0.06210 -0.0634 0.1786 1.0000
12.000 1.3674 0.07437 0.06746 -0.0605 0.1784 1.0000
12.250 1.3258 0.08084 0.07418 -0.0594 0.1790 1.0000
12.500 1.2795 0.08922 0.08274 -0.0606 0.1802 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 60-126 AIRFOIL (fx60126-il)