WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 17.5 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w153-il-100000.txt Download as CSV file: xf-fx77w153-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3303 0.10441 0.09923 -0.0092 0.6278 0.1024
-8.500 -0.3173 0.10153 0.09630 -0.0088 0.6204 0.1050
-8.250 -0.3123 0.09840 0.09316 -0.0105 0.6146 0.1086
-8.000 -0.3399 0.09388 0.08871 -0.0226 0.6136 0.1129
-7.750 -0.3412 0.08941 0.08421 -0.0244 0.6097 0.1144
-7.500 -0.3093 0.08715 0.08193 -0.0191 0.6018 0.1174
-7.250 -0.3036 0.08406 0.07883 -0.0208 0.5971 0.1212
-7.000 -0.3382 0.07894 0.07349 -0.0331 0.5973 0.1278
-6.750 -0.3118 0.07572 0.07033 -0.0292 0.5917 0.1300
-6.500 -0.2961 0.07323 0.06787 -0.0286 0.5866 0.1344
-6.250 -0.3004 0.06883 0.06329 -0.0337 0.5841 0.1436
-6.000 -0.2811 0.06643 0.06093 -0.0322 0.5799 0.1477
-5.750 -0.2762 0.06301 0.05729 -0.0346 0.5775 0.1590
-5.500 -0.2582 0.06072 0.05497 -0.0337 0.5745 0.1649
-5.250 -0.2460 0.05773 0.05190 -0.0347 0.5716 0.1764
-5.000 -0.2319 0.05524 0.04933 -0.0351 0.5687 0.1906
-4.750 -0.2156 0.05310 0.04716 -0.0347 0.5658 0.2066
-4.500 -0.1913 0.04020 0.03214 -0.0365 0.5652 0.0897
-4.250 -0.1677 0.03768 0.02931 -0.0357 0.5626 0.0844
-4.000 -0.1446 0.03483 0.02547 -0.0337 0.5605 0.0771
-3.750 -0.1191 0.03321 0.02346 -0.0329 0.5584 0.0765
-3.500 -0.0926 0.03144 0.02146 -0.0326 0.5559 0.0772
-3.250 -0.0655 0.02996 0.01999 -0.0326 0.5528 0.0799
-3.000 -0.0382 0.02917 0.01905 -0.0322 0.5495 0.0860
-2.750 -0.0114 0.02829 0.01812 -0.0320 0.5466 0.0943
-2.500 0.0153 0.02765 0.01741 -0.0317 0.5440 0.1044
-2.250 0.0429 0.02712 0.01676 -0.0313 0.5417 0.1107
-2.000 0.0698 0.02666 0.01644 -0.0313 0.5392 0.1180
-1.750 0.0962 0.02645 0.01629 -0.0312 0.5363 0.1265
-1.500 0.1204 0.02610 0.01611 -0.0307 0.5335 0.1376
-1.250 0.1441 0.02575 0.01593 -0.0300 0.5310 0.1625
-1.000 0.3092 0.02339 0.01603 -0.0531 0.5262 1.0000
-0.750 0.3321 0.02389 0.01632 -0.0527 0.5245 1.0000
-0.500 0.3556 0.02462 0.01703 -0.0530 0.5223 1.0000
-0.250 0.3783 0.02542 0.01777 -0.0532 0.5200 1.0000
0.000 0.4005 0.02623 0.01853 -0.0532 0.5176 1.0000
0.250 0.4224 0.02695 0.01916 -0.0529 0.5148 1.0000
0.500 0.4444 0.02750 0.01958 -0.0522 0.5121 1.0000
0.750 0.4668 0.02797 0.01989 -0.0513 0.5098 1.0000
1.000 0.4890 0.02862 0.02039 -0.0505 0.5078 1.0000
1.250 0.5050 0.03045 0.02238 -0.0510 0.5036 1.0000
1.500 0.5230 0.03162 0.02355 -0.0506 0.4993 1.0000
1.750 0.5441 0.03217 0.02399 -0.0496 0.4958 1.0000
2.000 0.5672 0.03248 0.02415 -0.0484 0.4932 1.0000
2.250 0.5867 0.03353 0.02513 -0.0476 0.4907 1.0000
2.500 0.5862 0.03716 0.02902 -0.0479 0.4853 1.0000
2.750 0.5981 0.03886 0.03072 -0.0471 0.4811 1.0000
3.000 0.6207 0.03923 0.03099 -0.0459 0.4781 1.0000
3.250 0.6484 0.03910 0.03071 -0.0446 0.4760 1.0000
3.500 0.4553 0.06104 0.05334 -0.0456 0.4959 1.0000
3.750 0.4749 0.06267 0.05490 -0.0451 0.4938 1.0000
4.000 0.4947 0.06461 0.05678 -0.0448 0.4926 1.0000
4.250 0.5151 0.06685 0.05897 -0.0446 0.4914 1.0000
4.500 0.5512 0.06279 0.05475 -0.0406 0.4602 1.0000
4.750 0.5474 0.06629 0.05824 -0.0402 0.4597 1.0000
5.000 0.5441 0.06970 0.06163 -0.0397 0.4573 1.0000
5.250 0.5595 0.07236 0.06427 -0.0398 0.4581 1.0000
5.500 0.4776 0.08156 0.07362 -0.0420 0.4785 1.0000
5.750 0.5133 0.08354 0.07555 -0.0421 0.4760 1.0000
6.000 0.4855 0.08589 0.07789 -0.0409 0.4652 1.0000
6.250 0.5110 0.08766 0.07962 -0.0407 0.4612 1.0000
6.500 0.5469 0.08991 0.08184 -0.0408 0.4592 1.0000
6.750 0.5141 0.09224 0.08418 -0.0399 0.4483 1.0000
7.000 0.5407 0.09409 0.08600 -0.0398 0.4445 1.0000
7.500 0.5443 0.09864 0.09054 -0.0392 0.4310 1.0000
7.750 0.5697 0.10071 0.09259 -0.0391 0.4280 1.0000
8.000 0.6034 0.10337 0.09524 -0.0392 0.4264 1.0000
8.250 0.5639 0.10590 0.09780 -0.0389 0.4170 1.0000
8.500 0.5819 0.10799 0.09988 -0.0388 0.4132 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il)