WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.77 at α=-1° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w153-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx77w153-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2774 0.11771 0.11286 -0.0163 0.8693 0.2203
-9.250 -0.2689 0.11528 0.11018 -0.0141 0.8303 0.2290
-9.000 -0.2755 0.11328 0.10810 -0.0149 0.8109 0.2355
-8.750 -0.2646 0.11058 0.10527 -0.0138 0.7922 0.2458
-8.500 -0.2571 0.10753 0.10216 -0.0140 0.7780 0.2539
-8.250 -0.2738 0.10658 0.10124 -0.0167 0.7699 0.2647
-8.000 -0.2504 0.10279 0.09736 -0.0151 0.7574 0.2776
-7.750 -0.2352 0.09943 0.09399 -0.0152 0.7473 0.2892
-7.500 -0.2291 0.09674 0.09126 -0.0152 0.7401 0.3021
-7.250 -0.2195 0.09397 0.08853 -0.0160 0.7325 0.3177
-7.000 -0.2110 0.09137 0.08593 -0.0160 0.7261 0.3346
-6.750 -0.2065 0.08909 0.08368 -0.0163 0.7205 0.3549
-6.250 -0.1816 0.08390 0.07852 -0.0149 0.7086 0.4015
-6.000 -0.1647 0.08134 0.07597 -0.0138 0.7030 0.4317
-5.750 -0.1564 0.07955 0.07423 -0.0122 0.6980 0.4697
-5.250 -0.1091 0.07424 0.06887 -0.0084 0.6892 0.5469
-5.000 -0.1876 0.05666 0.04973 -0.0556 0.6933 0.1706
-4.750 -0.1701 0.05299 0.04553 -0.0558 0.6902 0.1551
-4.500 -0.1497 0.05055 0.04293 -0.0566 0.6864 0.1512
-4.250 -0.1308 0.04805 0.03987 -0.0568 0.6832 0.1449
-4.000 -0.1095 0.04637 0.03753 -0.0564 0.6802 0.1413
-3.750 -0.0878 0.04470 0.03560 -0.0561 0.6772 0.1436
-3.500 -0.0646 0.04340 0.03412 -0.0554 0.6742 0.1482
-3.250 -0.0425 0.04283 0.03323 -0.0559 0.6708 0.1536
-3.000 -0.0199 0.04224 0.03234 -0.0561 0.6674 0.1582
-2.750 0.0041 0.04172 0.03174 -0.0564 0.6643 0.1641
-2.500 0.0297 0.04135 0.03112 -0.0564 0.6612 0.1736
-2.250 0.0603 0.04076 0.03044 -0.0564 0.6581 0.1840
-2.000 0.0866 0.04104 0.03074 -0.0578 0.6557 0.1962
-1.750 0.2683 0.03645 0.02907 -0.0799 0.6470 1.0000
-1.500 0.2828 0.03757 0.02986 -0.0794 0.6445 1.0000
-1.250 0.2977 0.03871 0.03069 -0.0786 0.6423 1.0000
-1.000 0.3113 0.04009 0.03182 -0.0779 0.6411 1.0000
-0.750 0.3166 0.04215 0.03374 -0.0777 0.6415 1.0000
-0.500 0.2906 0.04578 0.03741 -0.0766 0.6469 1.0000
-0.250 0.2759 0.04835 0.03989 -0.0742 0.6512 1.0000
0.000 0.2732 0.05044 0.04182 -0.0723 0.6546 1.0000
0.250 0.2865 0.05227 0.04344 -0.0718 0.6575 1.0000
0.500 -0.0639 0.05735 0.04733 -0.0406 0.9283 0.2344
0.750 0.0002 0.05711 0.04961 -0.0469 0.9209 1.0000
1.000 0.0235 0.05822 0.05029 -0.0473 0.8951 1.0000
1.250 0.0554 0.06036 0.05203 -0.0493 0.8758 1.0000
1.500 0.0866 0.06259 0.05393 -0.0511 0.8575 1.0000
1.750 0.1139 0.06467 0.05573 -0.0523 0.8404 1.0000
2.000 0.1378 0.06657 0.05739 -0.0529 0.8238 1.0000
2.250 0.1610 0.06846 0.05908 -0.0533 0.8072 1.0000
2.500 0.1831 0.07033 0.06075 -0.0536 0.7907 1.0000
2.750 0.2032 0.07211 0.06236 -0.0535 0.7745 1.0000
3.000 0.2195 0.07371 0.06381 -0.0530 0.7590 1.0000
3.250 0.2331 0.07527 0.06523 -0.0522 0.7447 1.0000
3.500 0.2479 0.07706 0.06689 -0.0517 0.7319 1.0000
3.750 0.2874 0.08078 0.07045 -0.0544 0.7233 1.0000
4.000 0.2957 0.08182 0.07139 -0.0529 0.7082 1.0000
4.250 0.3043 0.08312 0.07261 -0.0515 0.6939 1.0000
4.500 0.3140 0.08476 0.07415 -0.0505 0.6813 1.0000
4.750 0.3529 0.08869 0.07796 -0.0530 0.6741 1.0000
5.000 0.3536 0.08933 0.07854 -0.0509 0.6599 1.0000
5.250 0.3588 0.09076 0.07990 -0.0495 0.6476 1.0000
5.750 0.3930 0.09525 0.08426 -0.0494 0.6277 1.0000
6.000 0.3982 0.09695 0.08591 -0.0484 0.6175 1.0000
6.250 0.4285 0.10019 0.08909 -0.0495 0.6093 1.0000
6.500 0.4250 0.10113 0.09000 -0.0477 0.5976 1.0000
6.750 0.4601 0.10518 0.09399 -0.0494 0.5919 1.0000
7.000 0.4490 0.10548 0.09427 -0.0472 0.5808 1.0000
7.250 0.4810 0.10940 0.09815 -0.0486 0.5755 1.0000
7.500 0.4700 0.10987 0.09862 -0.0467 0.5654 1.0000
7.750 0.4981 0.11339 0.10212 -0.0477 0.5595 1.0000
8.000 0.4913 0.11439 0.10310 -0.0463 0.5504 1.0000
8.250 0.5162 0.11757 0.10628 -0.0469 0.5434 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-153 AIRFOIL (fx77w153-il)