Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to WORTMANN FX 77-W-258 AIRFOIL (fx77w258-il)