WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 1.46 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-fx77w258-il-50000.txt Download as CSV file: xf-fx77w258-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: WORTMANN FX 77-W-258 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 -0.2869 0.11314 0.10669 -0.0564 0.6995 0.1684
-11.750 -0.2840 0.10754 0.10112 -0.0596 0.6975 0.1666
-11.500 -0.5603 0.07490 0.06766 -0.0759 0.7108 0.1460
-11.250 -0.5792 0.07182 0.06436 -0.0750 0.7086 0.1456
-11.000 -0.5942 0.06889 0.06114 -0.0739 0.7064 0.1454
-10.750 -0.6045 0.06620 0.05810 -0.0727 0.7043 0.1455
-10.500 -0.6106 0.06378 0.05528 -0.0713 0.7023 0.1460
-10.250 -0.5831 0.06205 0.05363 -0.0724 0.6996 0.1487
-10.000 -0.5672 0.06052 0.05198 -0.0731 0.6976 0.1516
-9.750 -0.5581 0.05900 0.05020 -0.0733 0.6960 0.1545
-9.500 -0.5468 0.05765 0.04858 -0.0734 0.6946 0.1578
-9.250 -0.5186 0.05692 0.04798 -0.0748 0.6930 0.1631
-9.000 -0.5052 0.05616 0.04695 -0.0749 0.6923 0.1679
-8.750 -0.4760 0.05574 0.04669 -0.0760 0.6907 0.1747
-8.500 -0.4594 0.05546 0.04633 -0.0760 0.6892 0.1829
-8.250 -0.4454 0.05547 0.04631 -0.0758 0.6878 0.1931
-8.000 -0.4247 0.05560 0.04662 -0.0759 0.6869 0.2059
-7.750 -0.4069 0.05621 0.04746 -0.0760 0.6879 0.2191
-7.500 -0.3941 0.05700 0.04843 -0.0754 0.6893 0.2336
-7.250 -0.3912 0.05793 0.04954 -0.0736 0.6914 0.2490
-7.000 -0.6379 0.06540 0.05642 -0.0533 0.8156 0.1826
-6.750 -0.4338 0.06088 0.05271 -0.0657 0.7071 0.2622
-6.500 -0.3947 0.05928 0.05211 -0.0649 0.7016 0.3393
-5.500 -0.7202 0.06387 0.05520 -0.0271 0.9496 0.2108
-5.250 -0.6943 0.06419 0.05582 -0.0272 0.9360 0.2309
-5.000 -0.6710 0.06433 0.05631 -0.0270 0.9255 0.2616
-4.750 -0.6498 0.06338 0.05637 -0.0273 0.9154 0.3320
-4.500 -0.6481 0.06634 0.06141 -0.0160 0.9013 0.4931
-4.250 -0.6246 0.07282 0.06771 -0.0095 0.8857 0.5832
-4.000 -0.5895 0.07918 0.07373 -0.0066 0.8749 0.6282
-3.750 -0.5797 0.08123 0.07560 -0.0017 0.8588 0.6540
-3.500 -0.5648 0.08393 0.07811 0.0023 0.8474 0.6788
-3.250 -0.5297 0.08836 0.08236 0.0058 0.8354 0.7026
-3.000 0.0651 0.11590 0.10910 -0.0674 0.8148 1.0000
-2.750 0.0607 0.11537 0.10847 -0.0652 0.8010 1.0000
-2.500 0.0776 0.11545 0.10837 -0.0668 0.7926 1.0000
-2.250 0.0700 0.11500 0.10784 -0.0640 0.7791 1.0000
-2.000 0.0861 0.11527 0.10795 -0.0651 0.7709 1.0000
-1.750 0.0804 0.11529 0.10788 -0.0626 0.7610 1.0000
-1.500 -0.1312 0.10987 0.10253 -0.0218 0.7566 0.9139
-1.250 -0.0331 0.11286 0.10528 -0.0364 0.7479 0.9499
-1.000 0.0782 0.11524 0.10751 -0.0565 0.7320 0.9966
-0.750 0.0119 0.11396 0.10615 -0.0410 0.7277 0.9728
-0.250 0.0578 0.11534 0.10731 -0.0462 0.7084 0.9876
0.000 0.1253 0.11823 0.11004 -0.0565 0.7028 1.0000
0.250 0.1052 0.11766 0.10944 -0.0521 0.6933 1.0000
0.500 0.1123 0.11807 0.10975 -0.0510 0.6853 1.0000
0.750 0.1322 0.11968 0.11124 -0.0517 0.6812 1.0000
1.000 0.1162 0.11948 0.11100 -0.0479 0.6737 1.0000
1.250 0.1186 0.11963 0.11107 -0.0462 0.6646 1.0000
1.500 0.1378 0.12120 0.11253 -0.0466 0.6600 1.0000
1.750 0.1367 0.12222 0.11347 -0.0447 0.6553 1.0000
2.000 0.1255 0.12136 0.11258 -0.0413 0.6443 1.0000
2.250 0.1411 0.12270 0.11383 -0.0411 0.6395 1.0000
2.500 0.1651 0.12551 0.11652 -0.0421 0.6368 1.0000
2.750 0.1310 0.12340 0.11443 -0.0364 0.6275 1.0000
3.000 0.1380 0.12410 0.11506 -0.0352 0.6213 1.0000
3.250 0.1544 0.12580 0.11667 -0.0350 0.6176 1.0000
3.500 0.1785 0.12905 0.11981 -0.0359 0.6154 1.0000
3.750 0.1397 0.12612 0.11691 -0.0300 0.6063 1.0000
4.000 0.1468 0.12687 0.11759 -0.0287 0.6003 1.0000
4.250 0.1638 0.12872 0.11936 -0.0285 0.5965 1.0000
4.500 0.1897 0.13243 0.12298 -0.0293 0.5944 1.0000
4.750 0.1485 0.12879 0.11938 -0.0234 0.5849 1.0000
5.000 0.1553 0.12958 0.12011 -0.0221 0.5796 1.0000
5.250 0.1705 0.13138 0.12184 -0.0216 0.5760 1.0000
5.500 0.1942 0.13499 0.12537 -0.0220 0.5739 1.0000
5.750 0.1559 0.13144 0.12186 -0.0167 0.5656 1.0000
6.000 0.1602 0.13198 0.12235 -0.0152 0.5598 1.0000
6.250 0.1723 0.13345 0.12377 -0.0142 0.5561 1.0000
6.500 0.1920 0.13648 0.12673 -0.0141 0.5538 1.0000
6.750 0.1644 0.13420 0.12446 -0.0101 0.5486 1.0000
7.000 0.1611 0.13388 0.12412 -0.0079 0.5415 1.0000
7.250 0.1695 0.13480 0.12500 -0.0065 0.5370 1.0000
7.500 0.1848 0.13702 0.12716 -0.0058 0.5341 1.0000
7.750 0.2069 0.14124 0.13132 -0.0059 0.5326 1.0000
8.000 0.1629 0.13547 0.12560 -0.0009 0.5253 1.0000
8.250 0.1660 0.13572 0.12584 0.0004 0.5200 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il)