WORTMANN FX 66-17A-175 AIRFOIL (fx66a175-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 66-17A-175 AIRFOIL (fx66a175-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.91 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx66a175-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx66a175-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 66-17A-175 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2615 0.14247 0.13660 -0.0391 1.0000 0.2153
-11.750 -0.2352 0.13636 0.13056 -0.0386 1.0000 0.2224
-11.500 -0.2539 0.13675 0.13112 -0.0402 1.0000 0.2298
-11.250 -0.2257 0.13079 0.12524 -0.0396 1.0000 0.2388
-11.000 -0.2334 0.12914 0.12378 -0.0404 1.0000 0.2462
-10.750 -0.2290 0.12697 0.12178 -0.0401 1.0000 0.2577
-10.500 -0.2315 0.12537 0.12050 -0.0387 1.0000 0.2626
-10.250 -0.2378 0.12566 0.12096 -0.0404 0.9847 0.2720
-10.000 -0.2126 0.12073 0.11600 -0.0463 0.9672 0.2865
-9.750 -0.1781 0.11458 0.10979 -0.0520 0.9537 0.2953
-9.500 -0.1602 0.10998 0.10512 -0.0582 0.9433 0.3051
-9.250 -0.1297 0.10424 0.09930 -0.0644 0.9327 0.3091
-9.000 -0.1012 0.06936 0.06455 -0.1012 0.8909 0.1341
-8.750 -0.1337 0.06078 0.05597 -0.1075 0.8843 0.1251
-8.500 -0.1648 0.05453 0.04968 -0.1117 0.8754 0.1204
-8.250 -0.2767 0.06361 0.05831 -0.1139 0.8857 0.1120
-8.000 -0.2799 0.05962 0.05406 -0.1158 0.8746 0.1097
-7.750 -0.2883 0.05645 0.05052 -0.1160 0.8633 0.1066
-7.500 -0.2895 0.05339 0.04700 -0.1161 0.8537 0.1050
-7.250 -0.2803 0.05017 0.04317 -0.1165 0.8454 0.1035
-7.000 -0.2759 0.04829 0.04080 -0.1149 0.8359 0.1027
-6.750 -0.2486 0.04519 0.03713 -0.1158 0.8298 0.1025
-6.500 -0.2406 0.04400 0.03573 -0.1136 0.8209 0.1031
-6.250 -0.2056 0.04152 0.03304 -0.1144 0.8154 0.1075
-6.000 -0.1990 0.04113 0.03245 -0.1118 0.8073 0.1120
-5.750 -0.1672 0.03937 0.03063 -0.1117 0.8019 0.1221
-5.500 -0.1578 0.03918 0.03027 -0.1088 0.7952 0.1288
-5.250 -0.1399 0.03835 0.02951 -0.1070 0.7895 0.1438
-5.000 -0.1246 0.03730 0.02871 -0.1053 0.7848 0.1713
-4.750 -0.1339 0.03750 0.02918 -0.1013 0.7790 0.1905
-4.500 -0.1390 0.03608 0.02965 -0.0975 0.7752 0.3338
-4.250 -0.1358 0.04299 0.03675 -0.0831 0.7717 0.5580
-4.000 -0.1563 0.04456 0.03833 -0.0769 0.7682 0.5725
-3.750 -0.1714 0.04610 0.03985 -0.0703 0.7653 0.5939
-3.500 -0.1800 0.04771 0.04144 -0.0630 0.7631 0.6232
-3.250 -0.1887 0.04906 0.04278 -0.0558 0.7622 0.6527
-3.000 -0.4400 0.04512 0.03637 -0.0472 1.0000 0.1208
-2.750 -0.4209 0.04470 0.03585 -0.0460 1.0000 0.1301
-2.500 -0.4015 0.04404 0.03535 -0.0455 1.0000 0.1496
-2.250 -0.3762 0.04255 0.03445 -0.0468 1.0000 0.2143
-2.000 -0.3816 0.04518 0.03907 -0.0361 1.0000 0.5775
-1.750 -0.3824 0.04665 0.04058 -0.0284 1.0000 0.6266
-1.500 -0.3805 0.04752 0.04140 -0.0222 1.0000 0.6676
-1.250 -0.3860 0.04800 0.04196 -0.0137 1.0000 0.7141
-1.000 -0.3848 0.04869 0.04263 -0.0063 0.9957 0.7624
-0.750 -0.3740 0.04918 0.04294 -0.0028 0.9905 0.7960
-0.500 -0.3472 0.05045 0.04393 -0.0037 0.9835 0.8145
-0.250 -0.3190 0.05117 0.04432 -0.0060 0.9737 0.8264
0.000 -0.2909 0.05205 0.04492 -0.0082 0.9640 0.8361
0.250 -0.2604 0.05320 0.04580 -0.0112 0.9554 0.8440
0.500 -0.2247 0.05486 0.04718 -0.0151 0.9458 0.8525
0.750 -0.1975 0.05562 0.04771 -0.0173 0.9335 0.8599
1.000 -0.1691 0.05665 0.04854 -0.0199 0.9215 0.8672
1.250 -0.1400 0.05787 0.04959 -0.0225 0.9110 0.8745
1.500 -0.1012 0.06011 0.05162 -0.0270 0.9021 0.8834
1.750 -0.0774 0.06070 0.05210 -0.0286 0.8900 0.8913
2.000 -0.0515 0.06177 0.05306 -0.0308 0.8789 0.9006
2.250 -0.0190 0.06347 0.05467 -0.0343 0.8698 0.9130
2.500 0.0254 0.06585 0.05696 -0.0400 0.8591 0.9307
2.750 0.0573 0.06700 0.05807 -0.0439 0.8458 0.9643
3.000 0.0778 0.06797 0.05892 -0.0456 0.8345 1.0000
3.250 0.1084 0.07014 0.06093 -0.0492 0.8272 1.0000
3.500 0.1399 0.07211 0.06273 -0.0527 0.8167 1.0000
3.750 0.1599 0.07334 0.06386 -0.0543 0.8056 1.0000
4.000 0.1926 0.07597 0.06633 -0.0580 0.7991 1.0000
4.250 0.2170 0.07754 0.06779 -0.0602 0.7883 1.0000
4.500 0.2348 0.07896 0.06911 -0.0614 0.7784 1.0000
4.750 0.2742 0.08229 0.07231 -0.0657 0.7719 1.0000
5.000 0.2851 0.08304 0.07298 -0.0658 0.7608 1.0000
5.250 0.3067 0.08517 0.07501 -0.0675 0.7536 1.0000
5.500 0.3334 0.08739 0.07715 -0.0696 0.7445 1.0000
5.750 0.3457 0.08878 0.07847 -0.0698 0.7352 1.0000
6.000 0.3790 0.09192 0.08153 -0.0727 0.7289 1.0000
6.250 0.3851 0.09283 0.08239 -0.0721 0.7191 1.0000
6.500 0.4200 0.09643 0.08591 -0.0750 0.7139 1.0000
6.750 0.4233 0.09703 0.08649 -0.0740 0.7031 1.0000
7.000 0.4480 0.10006 0.08949 -0.0756 0.6979 1.0000
7.250 0.4580 0.10129 0.09070 -0.0754 0.6880 1.0000
7.500 0.4728 0.10355 0.09294 -0.0759 0.6816 1.0000
7.750 0.4917 0.10569 0.09508 -0.0766 0.6728 1.0000
8.000 0.5009 0.10755 0.09696 -0.0765 0.6655 1.0000
8.250 0.5233 0.11018 0.09960 -0.0776 0.6577 1.0000
8.500 0.5291 0.11182 0.10126 -0.0772 0.6497 1.0000
8.750 0.5533 0.11477 0.10423 -0.0784 0.6428 1.0000
9.000 0.5567 0.11627 0.10577 -0.0779 0.6347 1.0000
9.250 0.5822 0.11951 0.10909 -0.0793 0.6280 1.0000
9.500 0.5830 0.12086 0.11048 -0.0787 0.6198 1.0000
9.750 0.6083 0.12424 0.11392 -0.0800 0.6135 1.0000
10.000 0.6082 0.12556 0.11530 -0.0794 0.6049 1.0000
10.250 0.6345 0.12923 0.11905 -0.0808 0.5988 1.0000
10.500 0.6324 0.13041 0.12031 -0.0803 0.5902 1.0000
10.750 0.6594 0.13431 0.12432 -0.0817 0.5842 1.0000
11.000 0.6560 0.13535 0.12542 -0.0812 0.5752 1.0000
11.250 0.6840 0.13962 0.12982 -0.0826 0.5694 1.0000
11.500 0.6788 0.14042 0.13068 -0.0822 0.5603 1.0000
11.750 0.7079 0.14512 0.13555 -0.0837 0.5547 1.0000
12.000 0.7009 0.14564 0.13614 -0.0833 0.5452 1.0000
12.250 0.7323 0.15097 0.14163 -0.0850 0.5400 1.0000
12.500 0.7223 0.15099 0.14171 -0.0846 0.5304 1.0000
12.750 0.7466 0.15576 0.14664 -0.0859 0.5251 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 66-17A-175 AIRFOIL (fx66a175-il)